WO2019026444A1 - ガスタービン - Google Patents

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WO2019026444A1
WO2019026444A1 PCT/JP2018/023186 JP2018023186W WO2019026444A1 WO 2019026444 A1 WO2019026444 A1 WO 2019026444A1 JP 2018023186 W JP2018023186 W JP 2018023186W WO 2019026444 A1 WO2019026444 A1 WO 2019026444A1
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WO
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side wall
wall portion
stage
circumferential direction
downstream
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English (en)
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哲也 新名
鳥井　俊介
飯田　耕一郎
仁志 北川
佐藤　賢治
剣太郎 ▲徳▼山
Original Assignee
三菱日立パワーシステムズ株式会社
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3212—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage the first stage of a turbine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers

Definitions

  • the present disclosure relates to a gas turbine.
  • Patent Document 1 discloses a gas turbine in which the first stage vane of the turbine is disposed on the downstream side of the side wall of the transition piece of the combustor close to the downstream end of the transition piece.
  • the inflow of the combustion gas into the space between the transition piece of the combustor and the one-stage separation blade of the turbine is suppressed by arranging the one-stage stationary blade close to the downstream end of the transition piece, and the combustion gas Inflow loss is to be suppressed.
  • Patent Document 1 discloses a gas turbine in which the inner surface of the side wall is smoothly connected to the outer surface of the first stage vane adjacent to the side wall at the downstream end of the side wall of the combustor basket It is done. As described above, by forming the inner surface of the side wall of the transition piece and the outer surface of the first stage stationary blade smoothly, the flow of the combustion gas flowing in the combustion gas flow path is less likely to be disturbed, and the generation of loss is suppressed. It has become so.
  • Patent Documents 1 and 2 disclose nothing about measures against the high temperature combustion gas flow through the axial gap which is generated when the axial gap between the first stage vane and the side wall of the combustor is reduced. Absent.
  • At least one embodiment of the present invention aims to provide a gas turbine capable of efficiently cooling a single-stage vane.
  • a gas turbine according to at least one embodiment of the present invention, A plurality of circumferentially arranged one-stage vanes each having a wing surface including a pressure surface and a suction surface; A first combustor having a first combustor outlet including a first side wall portion provided on the suction surface side of one of the first stage vanes and extending in the radial direction; It has a second combustor outlet that includes a second side wall portion that is provided on the pressure surface side of the one first-stage vane adjacent to the first combustor in the circumferential direction and that extends along the radial direction.
  • a second combustor, A gas turbine comprising Satisfy either of the following conditions (a) or (b),
  • the axial direction is defined as the x axis from the upstream side to the downstream side
  • the circumferential direction is defined as the y axis from the outside to the inside of the first side wall portion
  • the downstream end portion of the first side wall portion With respect to the first reference tangent line extending downstream of the inner wall surface passing through the position where the inclination dy / dx of the inner wall surface at the maximum is the
  • the first angle formed by the first tangent of the suction surface passing through the intersection with the tangent is 45 degrees or less
  • the amount of protrusion of the negative pressure surface from the inner wall surface of the first side wall portion in the circumferential direction is ⁇ y
  • the arrangement pitch of the one-stage vane in the circumferential direction is P, It satisfies 0.05 ⁇ ⁇ y / P ⁇ 0.25.
  • the axial minimum clearance is equal to or less than 10% of the length La of the one-stage stator blade in the axial direction.
  • (B) The most upstream flow point of the front portion of the one first-stage vane is located upstream of the most downstream end of at least one of the first side wall and the second side wall in the axial direction.
  • the minimum distance between the front portion of the first stage vane and the first side wall or the second side wall of the combustor outlet is Small enough.
  • the flow of high-temperature combustion gas flowing between the front portion of the first stage vane and the first side wall portion or the second side wall portion is reduced, thereby reducing the flow rate of the cooling medium required to cool the first stage vane. can do.
  • the first angle formed by the first tangent at the suction surface of the front portion of the first stage vane is 45 degrees with respect to the first reference tangent at the inner wall surface of the first side wall
  • the first sidewall of the combustor outlet and the suction surface of the first stage vane are smoothly connected.
  • the disturbance of the flow of the high temperature combustion gas from the combustor outlet can be reduced.
  • the present inventors measure the ratio ( ⁇ y / P) of the protrusion amount ⁇ y in the circumferential direction of the suction surface of the first stage vane from the inner wall surface of the first side wall to the arrangement pitch P in the circumferential direction of the first stage vane. Accordingly, it has been found that the pressure difference between the pressure surface side and the suction surface side of the first-stage vane changes, and the pressure difference can be reduced by setting ⁇ y / P to an appropriate value.
  • the protrusion amount ⁇ y in the circumferential direction of the negative pressure surface of the first stage vane from the inner wall surface of the first side wall and the arrangement pitch P in the circumferential direction of the first stage vane are 0.
  • the second angle formed by the second tangent in the pressure surface of the front portion of the first stage vane is 45 degrees with respect to the second reference tangent in the inner wall surface of the second side wall portion
  • the second sidewall of the combustor outlet and the pressure surface of the first stage vane are smoothly connected.
  • the first angle is not less than 20 degrees and not more than 45 degrees
  • the second angle is 0 degrees or more and 25 degrees or less.
  • the static pressure is increased on the suction surface side due to the collision of the combustion gas flow with the suction surface of the first stage vane.
  • the second angle on the pressure surface side within the above range, the pressure surface recedes to the downstream side of the combustion gas flow compared to the case where the second angle is larger than 25 degrees.
  • the pressure on the pressure surface side in the vicinity of the gap can be reduced. Therefore, it is possible to suppress the generation of the flow of the high-temperature gas through the gap between the front portion of the first stage vane and the first combustor outlet and the second combustor outlet.
  • the first angle is equal to or more than the second angle.
  • the pressure can be increased on the negative pressure surface side while the pressure on the pressure surface side can be decreased. It is possible to effectively suppress the generation of the flow of high temperature gas through the gap between the first and second combustor outlets and the second combustor outlet.
  • the downstream end surface of the first side wall portion and the downstream end surface of the second side wall portion each include a flat surface along a plane orthogonal to the axial direction
  • the front portion includes a front end surface facing the downstream end surface of the first side wall portion and the downstream end surface of the second side wall portion, At least a portion of the front end surface is a flat surface provided along the orthogonal plane in the axial direction.
  • the one first-stage vane is located downstream of the front portion, and has a convex curved surface which is a trailing edge region of the suction surface, and a concave curved surface which is a trailing edge region of the pressure surface.
  • the front edge side end of the convex curved surface of the negative pressure surface is the second side wall in the circumferential direction more than the portion of the negative pressure surface most projecting in the circumferential direction from the inner wall surface of the first side wall portion Close to the department.
  • the combustion gas flow from the first combustor outlet easily collides with the negative pressure surface of the first stage stationary blade, so the static pressure is easily increased on the negative pressure surface side.
  • the pressure difference between the suction side and the pressure side is reduced, and the generation of the flow of high-temperature gas through the gap between the front portion of the first stage vane and the first combustor outlet and the second combustor outlet Can be effectively suppressed.
  • the one first-stage vane is located downstream of the front portion, and has a convex curved surface which is a trailing edge region of the suction surface, and a concave curved surface which is a trailing edge region of the pressure surface.
  • the front part is A first surface linearly extending from the front edge of the convex curved surface toward the first sidewall so as to form a front edge region of the negative pressure surface;
  • a second surface linearly extending from the front edge of the concave curved surface toward the second side wall portion to form a front edge region of the pressure surface; including.
  • the front edge region of the suction surface is formed by the linearly extending first surface, and the front edge region of the pressure surface is formed by the linearly extending second surface Therefore, the production of the first stage vane is relatively easy.
  • the downstream end surface of the first side wall portion and the downstream end surface of the second side wall portion each include a flat surface along a plane orthogonal to the axial direction
  • the front part is A first connection point connected to the front edge side end of the first surface, and extending along the orthogonal plane in the axial direction so as to face the downstream side end face of the first side wall portion With a flat surface
  • a second connection point connected to the front edge side end of the second surface, and extending along the orthogonal plane in the axial direction so as to face the downstream side end face of the second side wall portion With a flat surface, including.
  • the downstream side end faces of the first side wall portion and the second side wall portion are formed by the flat surface, and the first flat surface and the second flat surface of the front portion are respectively flat surfaces.
  • the downstream end surface of the first side wall including the and the downstream end surface of the second side wall is formed by a curved surface. Therefore, compared with the case where the downstream end surface of the first side wall portion and the second side wall portion or the front end surface of the front portion of the first stage vane is formed by a curved surface, the front portion of the first stage vane and the first combustor outlet Management of the clearance in the axial direction between the and the second combustor outlet is facilitated. Therefore, it is easy to reduce the flow rate of the cooling medium required to cool the first stage vane.
  • the distance in the circumferential direction between the first connection point and the second connection point is the distance in the circumferential direction between the inner wall surface of the first side wall and the inner wall surface of the second side wall. Less than.
  • the distance in the circumferential direction between the first connection point and the second connection point is the circumferential direction between the inner wall surface of the first side wall portion and the inner wall surface of the second side wall portion Since the distance between the first connection point and the second connection point is larger than the distance between the inner wall surface of the first side wall portion and the inner wall surface of the second side wall portion, Therefore, the flow of the combustion gas from the combustor outlet is less likely to be disturbed. Thus, it is easy to suppress the occurrence of fluid loss in the turbine.
  • the first connection point of the first flat surface is closer to the inner wall surface of the first side wall in the circumferential direction. Is also located on the side of the second side wall.
  • the first connection point of the first flat surface is located on the second side wall side with respect to the inner side wall surface of the first side wall in the circumferential direction. 1
  • the flow of combustion gas from the combustor outlet A is less likely to be disturbed.
  • it is easy to suppress the occurrence of fluid loss in the turbine.
  • the second connection point of the second flat surface is located closer to the first side wall portion than the inner wall surface of the second side wall portion in the circumferential direction.
  • the second connection point of the second flat surface is positioned closer to the first side wall portion than the inner wall surface of the second side wall portion in the circumferential direction.
  • an angle formed by the first tangent of the front portion with respect to the axial direction is 15 degrees or more and 45 degrees or less.
  • an angle formed by the second tangent of the front portion with respect to the axial direction is 0 degrees or more and 30 degrees or less.
  • the pressure surface is smaller than when the angle is larger than 30 degrees. It will be retreated to the downstream side of the combustion gas flow, and it will be easy to reduce the pressure on the pressure surface side in the vicinity of the gap between the front part of the first stage vane and the first and second combustor outlets. Therefore, it is possible to effectively suppress the generation of the flow of the high-temperature gas through the front portion of the first stage stationary blade and the above-described gap.
  • a minimum gap g 1 in the axial direction between the front portion and the first side wall, and the minimum gap g 2 in the axial direction between said front portion and the second side wall portion 0.9
  • the condition of ⁇ g 1 / g 2 ⁇ 1.1 is satisfied.
  • the one first-stage vane satisfies 0.1 ⁇ ⁇ y / P ⁇ 0.2.
  • the protrusion amount ⁇ y in the circumferential direction of the negative pressure surface of the first stage vane from the inner wall surface of the first side wall portion and the arrangement pitch P in the circumferential direction of the first stage vane are 0.1 ⁇ ⁇ y As P / 0.2 is satisfied, it is possible to further reduce the pressure difference between the pressure side and the suction side of the first-stage vane. Therefore, the flow of high-temperature gas through the gap between the front portion of the first stage vane and the first combustor outlet and the second combustor outlet due to the pressure difference between the pressure side and the suction side of the first stage vane. As a result, it is possible to more effectively reduce the flow rate of the cooling medium required to cool the first stage vanes.
  • a gas turbine according to at least one embodiment of the present invention, A plurality of circumferentially arranged one-stage vanes each having a wing surface including a pressure surface and a suction surface; A first combustor having a first combustor outlet including a first side wall portion provided on the suction surface side of one of the first stage vanes and extending in the radial direction; It has a second combustor outlet that includes a second side wall portion that is provided on the pressure surface side of the one first-stage vane adjacent to the first combustor in the circumferential direction and that extends along the radial direction.
  • a second combustor, A gas turbine comprising Satisfy either of the following conditions (a) or (b),
  • the axial direction is defined as the x axis from the upstream side to the downstream side
  • the circumferential direction is defined as the y axis from the outer side to the inner side of the first side wall portion, and the downstream end of the first side wall portion
  • a first reference tangent line extending downstream of the inner wall surface passing through a first reference position where the thickness in the circumferential direction is W 1 and the inclination dy / dx of the inner wall surface at the downstream end of the first side wall portion is maximum
  • a first outer boundary line shifted by 0.5 ⁇ W 1 in the negative direction of the y axis, a first reference position, and a first angle that is 45 degrees with respect to the first reference tangent.
  • the first pressure surface of the suction surface of the front portion of the one-stage vane is The position of the upstream end of the region included in one region and the position downstream of that position by a length of 0.2 La
  • the suction side of the front part is contained within the first region
  • the amount of protrusion of the negative pressure surface from the inner wall surface of the first side wall portion in the circumferential direction is ⁇ y
  • the arrangement pitch of the one-stage vane in the circumferential direction is P, It satisfies 0.05 ⁇ ⁇ y / P ⁇ 0.25.
  • gas turbine which has a structure of said (16) may have the characteristic in any one of said (2) thru
  • the gas turbine satisfies the above (a) or (b), so the minimum distance between the front portion of the first stage vane and the first side wall or the second side wall of the combustor outlet is Small enough.
  • the flow of high-temperature combustion gas flowing between the front portion of the first stage vane and the first side wall portion or the second side wall portion is reduced, thereby reducing the flow rate of the cooling medium required to cool the first stage vane. can do.
  • the position of the upstream end of the portion included in the above-mentioned first region in the suction surface of the front portion of one first-stage vane, and 0.2La from that position (where La is In the axial range between the length of one first stage vane in the axial direction and the downstream position, the suction surface of the front of the first stage vane is included in the above-mentioned first region.
  • the first sidewall of the combustor outlet and the suction surface of the first stage vane are smoothly connected.
  • the disturbance of the flow of the high temperature combustion gas from the combustor outlet can be reduced.
  • the protrusion amount ⁇ y in the circumferential direction of the negative pressure surface of the first stage vane from the inner wall surface of the first side wall portion and the arrangement pitch P in the circumferential direction of the first stage vane are 0.05 Since ⁇ ⁇ y / P ⁇ 0.25 is satisfied, the pressure difference between the pressure surface side and the suction surface side of the first stage vane is relatively small. Therefore, the flow of high-temperature gas through the gap between the front portion of the first stage vane and the first combustor outlet and the second combustor outlet due to the pressure difference between the pressure side and the suction side of the first stage vane. As a result, it is possible to reduce the flow rate of the cooling medium required to cool the first stage vanes.
  • the circumferential direction is defined as y 'axis from the outside of the second side wall portion toward the inside, the thickness in the circumferential direction of the downstream end of the second side wall and W 2, downstream of the second side wall portion
  • the second reference tangent line extending downstream of the inner wall surface passing through the second reference position at which the inclination dy '/ dx of the inner wall surface at the end is maximum is 0.5 ⁇ W 2 in the negative direction of the y' axis
  • a region between the shifted second outer boundary and a second inner boundary passing through the second reference position and forming an angle of 45 degrees with the second reference tangent is defined as a second region.
  • the pressure surface of the front portion is included in the second region.
  • a gas turbine capable of efficient cooling of a single stage vane is provided.
  • FIG. 2 is a schematic view showing a combustor and a turbine inlet portion of a gas turbine according to an embodiment. It is a figure which shows the structure of the combustor exit of the gas turbine which concerns on one Embodiment, and the inlet part of a turbine. It is a figure which shows the structure of the combustor exit of the gas turbine which concerns on one Embodiment, and the inlet part of a turbine.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view along a circumferential direction of a pair of first side wall portions and second side wall portions and a one-stage stator blade in a gas turbine according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view along a circumferential direction of a pair of first side wall portions and second side wall portions and a one-stage stator blade in a gas turbine according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view along a circumferential direction of a pair of first side wall portions and second side wall portions and a one-stage stator blade in a gas turbine according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view along a circumferential direction of a pair of first side wall portions and second side wall portions and a one-stage stator blade in a gas turbine according to an embodiment.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view along a circumferential direction of a pair of first side wall portions and second side wall portions and a one-stage stator blade in a gas turbine according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view along a circumferential direction of a pair of first side wall portions and second side wall portions and a one-stage stator blade in a gas turbine according to an embodiment.
  • the graph showing an example of the correlation between the ratio ( ⁇ y / P) of the protrusion amount ⁇ y in the circumferential direction of the suction surface of the first stage stator blade to the arrangement pitch P and the pressure difference between the pressure surface side and the suction surface side of the first stage blade is there.
  • FIG. 1 is a schematic configuration view of a gas turbine according to an embodiment.
  • the gas turbine 1 is rotationally driven by the compressor 2 for generating compressed air, a combustor 4 for generating combustion gas using the compressed air and fuel, and the combustion gas.
  • a turbine 6 configured as described above.
  • a generator (not shown) is connected to the turbine 6.
  • the compressor 2 includes a plurality of stationary blades 16 fixed to the compressor casing 10 and a plurality of moving blades 18 implanted in the rotor 8 so as to be alternately arranged with respect to the stationary blades 16. .
  • the air taken in from the air intake 12 is sent to the compressor 2, and this air is compressed by passing through the plurality of stationary blades 16 and the plurality of moving blades 18. Become compressed air.
  • a fuel and compressed air generated by the compressor 2 are supplied to the combustor 4, and the fuel is burned in the combustor 4 to generate a combustion gas which is a working fluid of the turbine 6. Be done.
  • the gas turbine 1 has a plurality of combustors 4 arranged in a circumferential direction around a rotor 8 in a casing 20.
  • the turbine 6 has a combustion gas flow passage 28 formed by a turbine casing 22 and includes a plurality of stationary blades 24 and moving blades 26 provided in the combustion gas flow passage 28.
  • the stator vanes 24 are fixed to the turbine casing 22 side, and a plurality of stator vanes 24 arranged along the circumferential direction of the rotor 8 constitute a stator vane row.
  • the moving blades 26 are implanted in the rotor 8, and a plurality of moving blades 26 arranged along the circumferential direction of the rotor 8 constitute a moving blade row.
  • the stationary blade row and the moving blade row are alternately arranged in the axial direction of the rotor 8.
  • the stator blade 24 provided on the most upstream side (that is, the stator blade 24 provided at a position close to the combustor 4) is the first stage stator blade 23.
  • the combustion gas from the combustor 4 that has flowed into the combustion gas flow path 28 passes through the plurality of stationary blades 24 and the plurality of moving blades 26 to rotationally drive the rotor 8, thereby connecting to the rotor 8.
  • the generated generator is driven to generate electric power.
  • the combustion gas after driving the turbine 6 is exhausted to the outside through the exhaust chamber 30.
  • FIG. 2 is a schematic view showing an inlet portion of the combustor 4 and the turbine 6 of the gas turbine 1 according to one embodiment.
  • each of the plurality of combustors 4 (see FIG. 1) annularly arranged around the rotor 8 has a combustor liner 36 provided in a combustor casing 32 defined by a casing 20. And a plurality of second combustion burners 40 arranged to surround the first combustion burners 38 and the first combustion burners 38 respectively disposed in the combustor liner 36.
  • the combustor 4 may include other components such as a bypass pipe (not shown) for bypassing the combustion gas.
  • the combustor liner 36 includes an inner cylinder 48 disposed around the first combustion burner 38 and the plurality of second combustion burners 40, and a transition piece 50 connected to the tip of the inner cylinder 48.
  • the inner cylinder 48 and the transition piece 50 may constitute an integral combustion cylinder.
  • Each of the first combustion burner 38 and the second combustion burner 40 includes a fuel nozzle (not shown) for injecting a fuel and a burner cylinder (not shown) disposed so as to surround the fuel nozzle.
  • Each fuel nozzle is supplied with fuel via fuel ports 42 and 44, respectively.
  • compressed air generated by the compressor 2 (see FIG. 1) is supplied into the combustor casing 32 through the casing inlet 41, and the compressed air is supplied from the combustor casing 32 to each burner cylinder. It is supposed to flow in. Then, in each burner cylinder, the fuel injected from the fuel nozzle and the compressed air are mixed, this air-fuel mixture flows into the combustor liner 36, and is ignited and burned to generate combustion gas.
  • the first combustion burner 38 may be a burner for generating a diffusion combustion flame
  • the second combustion burner 40 may be a burner for burning a premixed gas to generate a premixed combustion flame.
  • the fuel from the fuel port 44 and the compressed air are premixed, and the premixed air mainly forms a swirling flow by the swirler (not shown) and flows into the combustor liner 36.
  • the compressed air and the fuel injected from the first combustion burner 38 through the fuel port 42 are mixed in the combustor liner 36, ignited and burned by a not-shown seed fire, and a combustion gas is generated.
  • the combustion region may be formed, for example, in the inner cylinder 48 and may not be formed in the transition piece 50.
  • the combustion gas generated by the combustion of the fuel in the combustor 4 as described above flows into the first stage vane 23 of the turbine 6 through the outlet 52 of the combustor 4 located at the downstream end of the transition piece 50.
  • FIG. 3 and FIG. 4 are diagrams showing the configurations of the outlet 52 of the combustor 4 and the inlet of the turbine 6 of the gas turbine 1 according to an embodiment, respectively, and are cross-sectional views along the circumferential direction.
  • the gas turbine 1 includes a plurality of combustors 4 arranged in the circumferential direction.
  • the outlet 52 of each of the plurality of combustors 4 has a side wall 54 extending along the radial direction (the direction orthogonal to the sheet of FIG. 3 and FIG. 4).
  • one of the combustors 4 adjacent in the circumferential direction will be described as a first combustor 4A, and the other as a second combustor 4B.
  • the first combustor outlet 52A of the first combustor 4A has a first sidewall 54A extending along the radial direction, and the second combustor outlet 52B of the second combustor 4B extends along the radial direction Second side wall portion 54B.
  • the plurality of one-stage stationary blades 23 (23A, 23B) of the turbine 6 are circumferentially arranged at axial positions downstream of the first side wall 54A and the second side wall 54B.
  • the plurality of first-stage stator blades 23 are provided on the downstream side of the first side wall 54A of the first combustor 4A and the second side wall 54B of the second combustor 4B along the axial direction (one-stage stator blade). including.
  • the first stage vanes 23A are provided on the downstream side of each of the pair of first side wall portions 54A and second side wall portions 54B opposed to each other in the circumferential direction.
  • a plurality of first stage stationary blades 23A are arranged in the circumferential direction.
  • the plurality of single-stage vanes 23 of the turbine 6 further include one-stage vanes 23B other than the above-described one-stage vanes 23A (one single-stage vane).
  • the first stage stationary blade 23B is provided at a circumferential position between a pair of first stage stationary blades 23A and 23A adjacent in the circumferential direction, and in the circumferential direction, the first stage stationary blade 23A and the first stage stationary blade 23B are alternately arranged.
  • Each of the first stage vanes 23A and 23B has a trailing edge 65 and a wing surface including a pressure surface 62 (abdominal surface) and a suction surface 60 (rear surface) extending respectively along the radial direction. At least a portion of the pressure surface 62 is formed by a concave curved surface, and at least a portion of the suction surface 60 is formed by a convex curved surface. These curved surfaces may at least partially form an airfoil including the pressure surface 62, the suction surface 60 and the trailing edge 65. As shown in FIG.
  • the pressure surface 62 and the suction surface 60 of the first-stage vane 23B may extend in the radial direction between the leading edge 63 and the trailing edge 65, and these pressure surfaces
  • the airfoil may be formed by 62 and the suction surface 60.
  • the first combustor 4A is provided on the negative pressure surface 60 side of the first stage stationary blade 23A in the circumferential direction, and the pressure of the first combustor 4A is in the circumferential direction. It is provided on the surface 62 side. Further, the first side wall 54A is provided on the negative pressure surface 60 side of the first stage stationary blade 23A in the circumferential direction, and the second side wall 54B facing the first side wall 54A is a pressure of the first stage stationary blade 23A in the circumferential direction. It is provided on the surface 62 side.
  • FIG. 5 to 9 are partial enlarged views of the gas turbine 1 shown in FIG. 3 or 4, respectively, and show a pair of first side wall portions 54A and second side wall portions 54B in the gas turbine 1 according to an embodiment.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view of the first stage stationary blade 23A along the circumferential direction.
  • the first stage stationary blade 23A includes a rear portion 66 including a trailing edge 65, and a front portion 64 located upstream of the rear portion 66.
  • the first side wall portion 54A and the second side wall portion 54B respectively have an inner wall surface 58A, 58B extending along a plane including an axial direction and a radial direction, and are orthogonal to the axial direction. And downstream end faces 55A and 55B including a flat surface along the surface.
  • the inner wall surfaces 58A and 58B respectively form a combustion gas passage through which the combustion gas generated in the first combustor 4A and the second combustor 4B flows.
  • downstream side end faces 55A and 55B of the first side wall portion 54A and the second side wall portion 54B are respectively formed by flat surfaces along orthogonal planes in the axial direction.
  • downstream end faces 55A and 55B of the first side wall 54A and the second side wall 54B are flat portions 55Aa and 55Ba formed by flat surfaces along orthogonal planes in the axial direction, respectively.
  • corner portions 55Ab, 55Bb formed by curved surfaces that smoothly connect the flat portions 55Aa, 55Ba and the inner wall surfaces 58A, 58B.
  • the downstream side end faces 55A and 55B of the first side wall 54A and the second side wall 54B are each formed by a flat surface along a plane orthogonal to the axial direction.
  • the inner wall surfaces 58A and 58B of the first side wall 54A and the second side wall 54B are flats 58Aa and 58Ba extending along a plane including the axial direction and the radial direction, and the first side wall 54A and The downstream end portions 56A, 56B of the second side wall portion 54B include inclined portions 58Ab, 58Bb formed by inclined surfaces provided away from the center line Q toward the downstream side.
  • the center line Q is a straight line extending in the axial direction between the first side wall 54A and the second side wall 54B in a cross section along the circumferential direction.
  • the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A has a convex portion 80 having a shape projecting in the axial direction. Further, the downstream end portions 56A and 56B of the first side wall portion 54A and the second side wall portion 54B are located downstream of the step surfaces 86A and 86B located upstream of the downstream end surfaces 55A and 55B and the step surfaces 86A and 86B.
  • a convex portion receiving space 82 is formed by the side surfaces of the convex end portions 84A and 84B which are side portions.
  • the convex portion 80 of the first stage stationary blade 23A is fitted in the convex portion receiving space 82 formed by the first side wall portion 54A and the second side wall portion 54B.
  • the convex portion receiving space in which the convex portion 80 of the first stage stationary blade 23A is fitted is formed by either one of the first side wall portion 54A or the second side wall portion 54B. It is also good.
  • the first stage stationary blade 23A has a recess having a recessed shape in the axial direction, and at least one of the first side wall 54A and the second side wall 54B may be a protrusion that can be fitted to the recess. The projection may be fitted in the recess.
  • the gas turbine 1 according to the embodiment shown in FIGS. 5 to 9 has the features of I to III described below.
  • the gas turbine 1 has a configuration that satisfies the following (a) or (b).
  • the most upstream point 94 (see FIG. 8) of the front portion 64 of the first stage vane 23A is positioned upstream in the axial direction than the most downstream end of at least one of the first side wall 54A or the second side wall 54B.
  • the gas turbine 1 shown in FIGS. 5 to 8 satisfies the above (a), and the gas turbine 1 shown in FIG. 9 satisfies the above (b).
  • the minimum gaps g 1 and g 2 between the front portion 64 of the first stage vane 23A and the first side wall 54A and the second side wall 54B are sufficient (In the case of the above (a)), or in the case of the case where the clearance is not formed between the front portion 64 of the first stage vane 23A and the first side wall 54A and the second side wall 54B (in the above (b) ). Therefore, the flow of high-temperature combustion gas flowing between the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A and the first side wall 54A or the second side wall 54B is reduced, so the cooling necessary to cool the first stage stationary blade 23A The flow rate of the medium can be reduced.
  • a cooling medium for example, air
  • a cooling medium for cooling the first stage vane 23A extends in the axial direction between the cavity 92 formed inside the first stage vane 23A and the first side wall 54A and the second side wall 54B. It may be supplied to the inner wall surface or the outer wall surface of the first stage stationary blade 23A via the gap 90 or the like.
  • the axial direction is defined as the x-axis from the upstream side to the downstream side of the gas turbine 1
  • the circumferential direction is defined as the y-axis from the outer side to the inner side of the first side wall portion.
  • the circumferential direction is defined as the y 'axis from the outside to the inside of the side wall (see FIGS. 5 to 8).
  • the position where the inclination dy / dx of the inner wall surface 58A at the downstream end 56A of the first side wall 54A is maximized.
  • the first angle A1 formed by S3 is 45 degrees or less.
  • the position where the inclination dy / dx of the inner wall surface 58A is maximum is the flat inner wall surface 58A along the axial direction in the embodiment shown in FIGS. 5, 6 and 8, and the embodiment shown in FIG.
  • the inclined portion 58Ab is formed by an inclined surface provided away from the center line Q as it approaches the downstream side.
  • a first angle A1 'formed by a first tangent S3' of the suction surface 60 of the front portion 64 at a circumferential position of the downstream end of the 58A is 45 degrees or less.
  • the front of the one-stage vane 23A is An axial range between the position of the upstream end P7 of the portion included in the first region R1 of the suction surface 60 of the portion 64 and the position on the downstream side from the position P7 by a length of 0.2La (FIG. 8 Within the range between the straight line U1 and the straight line U2, the suction surface 60 of the front portion 64 is included in the first region R1.
  • the first region R1 is a region between the illustrated first outer boundary S5 and the first inner boundary S7.
  • the first outer boundary S5 when the thickness in the circumferential direction of the downstream end of the first side wall 54A and the W 1, the slope dy / dx of the inner wall surface 58A at the downstream end portion 56A of the first side wall 54A is maximum the first reference tangent S1, extending to the downstream side of the inner wall surface 58A through the first reference position P3 to be a straight line shifted 0.5 ⁇ W 1 in the negative direction of the y-axis.
  • the first inner boundary S7 is a straight line passing through the first reference position P3 and forming an angle of 45 degrees with the first reference tangent S1.
  • the first inner boundary S7 may be a straight line passing through the first reference position P3 and forming an angle of 40 degrees or 35 degrees with respect to the first reference tangent S1.
  • the slope dy '/ dx of the inner wall surface 58B at the downstream end 56B of the second side wall 54B is maximized in the cross section along the circumferential direction.
  • the second reference tangent S2 extended to the downstream side of the inner wall surface 58B passing the position, the second of the pressure surface 62 passing the intersection point P2 of the pressure surface 62 of the front portion 64 of the first stage vane 23A and the second reference tangent S2.
  • the second angle A2 formed by the tangent S4 is 45 degrees or less.
  • the position where the inclination dy '/ dx of the inner wall surface 58B is maximum is the flat inner wall surface 58B along the axial direction in the embodiments shown in FIGS. 5, 6 and 8, and the embodiment shown in FIG.
  • the inner wall surface 58B is an inclined portion 58Bb formed by an inclined surface provided away from the center line Q as it approaches the downstream side.
  • the second angle A2 'formed by the second tangent S4' of the pressure surface 62 of the front portion 64 at the circumferential position of the downstream end of the 58B is 45 degrees or less.
  • the front of the one-stage vane 23A is An axial range between the position of the upstream end P7 of the portion included in the first region R1 of the suction surface 60 of the portion 64 and the position P8 downstream from the position P7 by a length of 0.2La (FIG. 9
  • the pressure surface 62 of the front portion 64 is included in the second region R2 in the range between the straight line U3 and the straight line U4 in (2).
  • the second region R2 is a region between the illustrated second outer boundary line S6 and the second inner boundary line S8.
  • Second outer boundary S6 when the thickness in the circumferential direction of the downstream end of the second side wall portion 54B was set to W 2, the slope dy '/ dx of the inner wall surface 58B at the downstream end portion 56B of the second side wall portion 54B It is a straight line in which the second reference tangent line S2 extended to the downstream side of the inner wall surface 58B passing the maximum second reference position P4 is shifted by 0.5 ⁇ W 2 in the negative direction of the y ′ axis.
  • the second inner boundary line S8 is a straight line passing through the second reference position P4 and forming an angle of 45 degrees with respect to the second reference tangent S2.
  • the second inner boundary line S8 may be a straight line passing through the second reference position P4 and forming an angle of 35 degrees or 25 degrees with respect to the second reference tangent line S2.
  • the smooth connection of the inner wall surface 58B of the second side wall portion 54B and the pressure surface 62 of the first stage vane 23A reduces the disturbance of the flow of the high temperature combustion gas from the second combustor outlet 52B. can do.
  • the first stage stationary blade 23 ⁇ / b> A has a cross section along the circumferential direction
  • the amount of protrusion of the negative pressure surface 60 from the inner wall surface 58A at the downstream end of the first side wall portion 54A in the circumferential direction is ⁇ y
  • the arrangement pitch of the first stage vanes 23 (23A, 23B) in the circumferential direction is P (FIGS. When it is referred to), it satisfies 0.05 ⁇ ⁇ y / P ⁇ 0.25.
  • the ratio .DELTA.y / P of the projection amount .DELTA.y of the first stage stationary blade 23A to the arrangement pitch P may be 0.1.ltoreq..DELTA.y / P.ltoreq.0.2.
  • the arrangement pitch P in the circumferential direction of the first-stage stator blades 23 is the arrangement pitch of a plurality of first-stage stator blades 23 including the first-stage stator blades 23A (one first-stage stator blade) It is P.
  • the plurality of first stage vanes 23 includes only the first stage vanes 23A, and the circumferentially adjacent first stage vanes 23 and 23 are both first stage vanes 23A.
  • the arrangement pitch P in the circumferential direction of the first stage stationary blades 23 is the pitch of the adjacent first stage stationary blades 23A and 23A in the circumferential direction (for example, the distance between the trailing edges 65 and 65 of the adjacent first stage stationary blades 23A and 23A) .
  • the first stage vanes 23 A and the first stage vanes 23 B are alternately arranged in the circumferential direction.
  • Reference numeral 23 denotes a first stage stationary blade 23A and a first stage stationary blade 23B.
  • the arrangement pitch P in the circumferential direction of the first-stage stator blades 23 is the pitch of the first-stage stator blades 23A and the first-stage stator blades 23B adjacent in the circumferential direction (for example, the trailing edge 65 of the first-stage stator blades 23A 23B is the distance between the trailing edge 65).
  • the inventors set the ratio ( ⁇ y /) of the protrusion amount ⁇ y in the circumferential direction of the negative pressure surface 60 of the first stage vane 23A from the inner wall surface 58A of the first side wall 54A to the arrangement pitch P in the circumferential direction of the first stage vane 23A. It has been found that the pressure difference between the pressure surface 62 side and the negative pressure surface 60 side of the first stage stationary blade 23A changes according to P), and the pressure difference can be reduced by setting ⁇ y / P to an appropriate value.
  • FIG. 10 shows the ratio ( ⁇ y / P) of the projection amount ⁇ y of the suction surface 60 of the first stage stator blade 23A to the arrangement pitch P, the pressure difference between the pressure surface side and the suction surface side of the first stage stator blade, It is a graph which shows an example of correlation of.
  • the vertical axis represents the pressure difference between the pressure surface 62 side and the negative pressure surface 60 side of the first stage stationary blade 23A (pressure on the pressure surface 62 side-pressure on the negative pressure surface 60), and the horizontal axis is the above
  • the ratio ( ⁇ y / P) of the protrusion amount ⁇ y of Y to the arrangement pitch P is shown. As shown in the graph of FIG.
  • the pressure difference between the pressure surface 62 side and the negative pressure surface 60 side of the first stage vane 23A (pressure surface 62 side pressure-pressure surface 60 side pressure) Tends to be smaller.
  • the pressure difference between the pressure surface 62 side and the negative pressure surface 60 side of the first stage stationary blade 23A is compared Large.
  • the protrusion amount ⁇ y in the circumferential direction of the negative pressure surface 60 of the first stage vane 23A from the inner wall surface 58A of the first side wall 54A and the arrangement pitch P in the circumferential direction of the first stage vane 23A are 0. Since 05 ⁇ ⁇ y / P ⁇ 0.25 is satisfied, the pressure difference between the pressure surface 62 side and the suction surface 60 side of the first stage stationary blade 23A is relatively small. For this reason, the shaft between the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A and the first combustor outlet 52A and the second combustor outlet 52B due to the pressure difference between the pressure surface 62 side and the negative pressure surface 60 side of the first stage stationary blade 23A.
  • the generation of the flow of the high temperature gas through the directional gap is suppressed, it is possible to reduce the flow rate of the cooling medium required to cool the first stage stationary blade 23A. Further, if the ratio of the above-mentioned protrusion amount ⁇ y to the arrangement pitch P satisfies 0.1 ⁇ ⁇ y / P ⁇ 0.2, the pressure difference between the pressure surface 62 side and the suction surface 60 side of the first stage stationary blade 23A is relatively large. small. For this reason, the shaft between the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A and the first combustor outlet 52A and the second combustor outlet 52B due to the pressure difference between the pressure surface 62 side and the negative pressure surface 60 side of the first stage stationary blade 23A. The generation of the flow of the high temperature gas through the directional gap can be further suppressed. Therefore, the flow rate of the cooling medium required to cool the first stage stationary blade 23A can be effectively reduced.
  • the gas turbine 1 since the gas turbine 1 has the above-described features I to III, it is possible to reduce the disturbance of the flow of the high temperature combustion gas from the first combustor outlet 52A and the second combustor outlet 52B.
  • the stage vanes 23A can be cooled efficiently. Thereby, the efficiency fall of gas turbine 1 can be controlled.
  • the gas turbine 1 may further have the features described below.
  • the above-mentioned first angle A1 (see FIGS. 5 to 8) on the suction surface 60 side is not less than 20 degrees and not more than 45 degrees
  • the above-mentioned second angle A2 on the pressure surface 62 side may be 0 degrees or more and 25 degrees or less.
  • the first angle A1 on the suction surface 60 side by setting the first angle A1 on the suction surface 60 side to 20 degrees or more and 45 degrees or less, the static pressure rises on the suction surface 60 side due to the collision of the combustion gas flow with the suction surface 60 of the first stage stationary blade 23A.
  • the second angle A2 on the pressure surface 62 side by setting the second angle A2 on the pressure surface 62 side to 0 degrees or more and 25 degrees or less, the pressure surface 62 is on the downstream side of the combustion gas flow compared to the case where the second angle A2 is larger than 25 degrees.
  • the pressure on the pressure surface 62 side in the vicinity of the above-described gap can be reduced. Therefore, it is possible to suppress the generation of the flow of the high-temperature gas through the gap between the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A and the first combustor outlet 52A and the second combustor outlet 52B.
  • the aforementioned first angle A1 on the suction surface 60 side is greater than or equal to the aforementioned second angle A2 on the pressure surface 62 side.
  • the pressure on the suction surface 60 side is increased while the pressure on the pressure surface 62 side is decreased. Can. Therefore, it is possible to effectively suppress the generation of the flow of the high temperature gas through the gap between the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A and the first combustor outlet 52A and the second combustor outlet 52B.
  • an angle A3 (see FIGS. 5 to 8) that the first tangent S3 of the front portion 64 of the first stage vane 23A makes with the axial straight line S9 is , 15 degrees or more and 45 degrees or less.
  • the angle A4 (see FIGS. 5 to 8) formed by the second tangent S4 of the front portion 64 of the first stage vane 23A with respect to the axial straight line S10 is , 0 to 30 degrees.
  • the pressure surface 62 is smaller than in the case where the angle A4 is larger than 30 degrees. Is moved back to the downstream side of the combustion gas flow, the pressure on the pressure surface 62 side in the vicinity of the gap between the front portion 64 of the first stage vane 23A and the first combustor outlet 52A and the second combustor outlet 52B It becomes easy to reduce. Therefore, it is possible to effectively suppress the generation of the flow of the high temperature gas through the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A and the above-described gap.
  • the downstream end surface 55A of the first side wall 54A and the downstream end surface 55B of the second side wall 54B are axially oriented as described above.
  • the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A includes a front end surface 68 opposed to the downstream end surface 55A of the first side wall 54A and the downstream end surface 55B of the second side wall 54B.
  • at least a part of the front end surface 68 is a flat surface provided along a plane orthogonal to the axial direction.
  • the front end face 68 of the first stage stationary blade 23A is formed by a flat surface along a plane orthogonal to the axial direction.
  • the front end face 68 of the first-stage vane 23A includes a first flat surface 68a and a second flat surface 68b formed by flat surfaces along planes orthogonal to the axial direction,
  • the surface 68a is provided to face the downstream end surface 55A of the first side wall 54A
  • the second flat surface 68b is provided to face the downstream end surface 55B of the second side wall 54B.
  • the first stage vane 23A is compared to the case where the downstream end faces 55A and 55B of the first side wall 54A and the second side wall 54B or the front end face 68 of the front portion 64 of the first stage vane 23A is formed by a curved surface.
  • the rear portion 66 located downstream of the front portion 64 of the first stage vane 23A is a convex curved surface that is the rear edge region of the suction surface 60. 70 and a concave curved surface 72 which is a rear end region of the pressure surface 62.
  • the front edge 70a of the convex curved surface 70 of the suction surface 60 is circumferentially spaced from the inner wall surface 58A of the first side wall 54A of the suction surface 60. It is closer to the second side wall 54B in the circumferential direction than the portion that protrudes most in the direction (the portion at a position where the amount of protrusion is ⁇ y).
  • the flow of combustion gas from the first combustor outlet 52A easily collides with the negative pressure surface 60 of the first stage stationary blade 23A, so the static pressure tends to increase on the negative pressure surface 60 side.
  • the pressure difference between the suction surface 60 side and the pressure surface 62 side is reduced, and the gap between the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A and the first combustor outlet 52A and the second combustor outlet 52B is obtained. It is possible to effectively suppress the generation of the high temperature gas flow.
  • the forward portion 64 of the first stage vane 23A may be coupled with a linear first surface 74 forming a leading edge region of the suction surface 60. And a linear second surface 76 forming a leading edge region of the pressure surface 62.
  • the first surface 74 linearly extends from the front end 70 a of the convex curved surface 70 toward the first side wall 54 A so as to form a front area of the suction surface 60.
  • the second surface 76 linearly extends from the front end 72 a of the concave curved surface 72 toward the second side wall 54 B so as to form a front edge region of the pressure surface 62.
  • the front edge region of the suction surface 60 is formed by the linearly extending first surface 74, and the front edge region of the pressure surface 62 is formed by the linearly extending second surface 76;
  • the production of the stage vanes 23A is relatively easy.
  • the front portion 64 of the first-stage vane 23A forms a first surface 174 that forms the front edge region of the suction surface 60 and a second that forms the front edge region of the pressure surface 62. And a surface 176.
  • the first surface 174 has a convexly curved shape and extends so as to smoothly connect with the convex curved surface 70 so as to form the front edge side area of the suction surface 60.
  • the second surface 176 has a concavely curved shape, and extends so as to smoothly connect with the concave curved surface 72 so as to form the front edge region of the pressure surface 62.
  • the downstream end surface 55A of the first side wall 54A and the downstream end surface 55B of the second side wall 54B are each orthogonal to the axial direction. Including a flat surface along the surface.
  • the front portion 64 of the first stage stationary blade 23A extends along the plane orthogonal to the axial direction so as to face the downstream end surface 55A of the first side wall 54A, and the second side wall 54B.
  • a second flat surface 68b extending along a plane orthogonal to the axial direction so as to face the downstream end surface 55B.
  • the first flat surface 68a has a first connection point P5 connected to the front edge side end of the linear first surface 74, and the second flat surface 68b. Has a second connection point P6 connected to the front end of the straight second surface 76. Also, in the embodiment shown in FIG. 8, the first flat surface 68 a has a third connection point P 9 connected to the front edge side end of the first surface 174, and the second flat surface 68 b is of the second surface 176. It has a fourth connection point P10 connected to the front edge side end. In the embodiment shown in FIGS. 5 to 8, both the first flat surface 68a and the second flat surface 68b face the downstream end faces 55A and 55B of the first side wall 54A and the second side wall 54B. It is a front end face 68.
  • the first flat surface 68a and the second flat surface 68b of the front portion 64 of the first stage vane 23A are respectively on the downstream side end surfaces 55A and 55B of the first side wall 54A and the second side wall 54B including the flat surface. Since they face each other, the first stage vane is compared with the case where the downstream end faces 55A and 55B of the first side wall 54A and the second side wall 54B or the front end face 68 of the front portion 64 of the first stage vane 23A is formed by a curved surface.
  • the management of the gap in the axial direction between the front portion 64 of 23A and the first combustor outlet 52A and the second combustor outlet 52B is facilitated. Therefore, the flow rate of the cooling medium required to cool the first stage stationary blade 23A can be easily reduced.
  • the distance D1 in the direction is smaller than the circumferential distance D2 between the inner wall surface 58A of the first side wall portion 54A and the inner wall surface 58B of the second side wall portion 54B.
  • the distance D1 ′ in the circumferential direction between the third connection point P9 and the fourth connection point P10 is the inner wall surface 58A of the first side wall 54A and It is smaller than the distance D2 in the circumferential direction between the second side wall portion 54B and the inner wall surface 58B.
  • the distance D1 between the first connection point P5 and the second connection point P6 or the distance D1 'between the third connection point P9 and the fourth connection point P10 is the inner wall surface 58A of the first side wall 54A.
  • the flow of the combustion gas from the first combustor outlet 52A and the second combustor outlet 52B is less likely to be disturbed than in the case where the distance D2 between the second side wall 54B and the inner wall surface 58B is larger.
  • the occurrence of fluid loss in the turbine 6 can be easily suppressed.
  • the first connection point P5 of the first flat surface 68a is located closer to the second sidewall 54B than the inner wall surface 58A of the first sidewall 54A in the circumferential direction. In this case, since the flow of the combustion gas from the first combustor outlet 52A is unlikely to be disturbed on the suction surface 60 side, it is easy to suppress the occurrence of fluid loss in the turbine 6.
  • the second connection point P6 of the second flat surface 68b is located closer to the first sidewall 54A than the inner wall surface 58B of the second sidewall 54B in the circumferential direction. In this case, since the flow of the combustion gas from the second combustor outlet 52B is not easily disturbed on the pressure surface 62 side, it is easy to suppress the occurrence of fluid loss in the turbine 6.
  • one-stage stator vane 23A and the front portion 64 of the minimum gap g 1 in the axial direction between the first side wall portion 54A, a 1-stage stator vane 23A of the front portion 64 between the second side wall portion 54B The minimum gap g 2 in the axial direction satisfies 0.9 ⁇ g 1 / g 2 ⁇ 1.1.
  • a representation representing a relative or absolute arrangement such as “in a direction”, “along a direction”, “parallel”, “orthogonal”, “center”, “concentric” or “coaxial”
  • a representation representing a relative or absolute arrangement such as “in a direction”, “along a direction”, “parallel”, “orthogonal”, “center”, “concentric” or “coaxial”
  • expressions that indicate that things such as “identical”, “equal” and “homogeneous” are equal states not only represent strictly equal states, but also have tolerances or differences with which the same function can be obtained. It also represents the existing state.
  • expressions representing shapes such as a square shape and a cylindrical shape not only indicate shapes such as a square shape and a cylindrical shape in a geometrically strict sense, but also within the range where the same effect can be obtained. Also, the shape including the uneven portion, the chamfered portion, and the like shall be indicated. Moreover, in the present specification, the expressions “comprising”, “including” or “having” one component are not exclusive expressions excluding the presence of other components.

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Abstract

ガスタービンは、１段静翼（２３Ａ）と燃焼器出口の第１側壁部（５４Ａ）及び第２側壁部（５４Ｂ）とが、下記条件（ａ）又は（ｂ）の何れかを満たし、上流側から下流側に向かって軸方向をｘ軸、周方向をｙ軸と定義したとき、第１側壁部（５４Ａ）の下流端部における内側壁面（５８Ａ）の傾きｄｙ／ｄｘが最大の位置を通る内側壁面（５８Ａ）の下流側に延ばした第１基準接線（Ｓ１）に対して、一の１段静翼（２３Ａ）の前方部（６４）の負圧面（６０）と第１基準接線（Ｓ１）との交点（Ｐ１）を通る負圧面（６０）の第１接線（Ｓ３）がなす第１角度（Ａ１）が４５度以下であり、一の１段静翼（２３Ａ）は、第１側壁部（５４Ａ）の内側壁面（５８Ａ）からの負圧面（６０）の周方向への突出量をΔｙとし、１段静翼（２３Ａ）の周方向における配列ピッチをＰとしたとき、０．０５≦Δｙ／Ｐ≦０．２５を満たす。（ａ）一の１段静翼（２３Ａ）の前方部（６４）と第１側壁部（５４Ａ）及び第２側壁部（５４Ｂ）との間の軸方向の各最小隙間が、軸方向における一の１段静翼（２３Ａ）の長さＬａの１０％以下である；（ｂ）一の１段静翼（２３Ａ）の前方部（６４）の最上流点が、第１側壁部（５４Ａ）又は第２側壁部（５４Ｂ）の少なくとも一方の最下流端よりも、軸方向において上流側に位置する。

Description

ガスタービン
　本開示は、ガスタービンに関する。
　ガスタービンの効率を向上させるために、タービンの最上流側に設けられる１段静翼の形状や配置に関し様々な工夫がなされている。
　例えば、特許文献１には、タービンの１段静翼が、燃焼器の尾筒の側壁の下流側において、該尾筒の下流側端に接近して配置されたガスタービンが開示されている。このように１段静翼が尾筒の下流側端に接近して配置されることにより、燃焼器の尾筒とタービンの１段静翼との間への燃焼ガスの流入が抑制されて、該燃焼ガスの流入による損失の発生が抑制されるようになっている。また、上述のように、１段静翼が燃焼器尾筒の側壁の下流側に配置されることにより、１段静翼の前縁に高温の燃焼ガスが直接衝突するのが抑制され、１段静翼の前縁を冷却するための冷却空気が低減されるようになっている。
　また、特許文献１には、燃焼器尾筒の側壁の下流側端部において、側壁の内表面が、該側壁と隣接する１段静翼の外表面と滑らかに繋がる形状に形成されたガスタービンが開示されている。このように、尾筒の側壁の内表面と、１段静翼の外表面とが滑らかに繋がる形状とすることにより、燃焼ガス流路を流れる燃焼ガスの流れが乱れにくくなり、損失の発生が抑制されるようになっている。
　また、特許文献２には、燃焼器の内圧変動を抑制するとともにガスタービンの空力効率を向上するために、１段静翼の周方向ピッチＰに対する、隣接する燃焼器間の中心と１段静翼の前縁との間の周方向距離Ｓの比（Ｓ／Ｐ）や、１段静翼の周方向ピッチＰに対する、１段静翼の前縁と燃焼器尾筒後端との軸方向距離Ｌの比（Ｌ／Ｐ）が所定範囲内に設定されたガスタービンが開示されている。
特開２０１１－１１７７００号公報 特開２００９－１９７６５０号公報
　ところで、本発明者らの鋭意検討の結果、例えば特許文献１に記載のように、タービン１段静翼の前方部を燃焼器の出口に近づけて、１段静翼と燃焼器の側壁との間の軸方向隙間を小さくすると、該１段静翼の圧力面側（腹側）と負圧面側（背側）との圧力差に起因して、軸方向隙間を介した高温の燃焼ガスの流れが生じる場合があることがわかった。
　上述の軸方向隙間を介した高温ガスの流れが生じると、該高温ガスの流れにより１段静翼が加熱されるため、１段静翼を冷却するための冷却媒体の供給量を増加させる必要が生じ、これによりガスタービン全体として効率が低下する場合がある。
　しかしながら、特許文献１及び２には、１段静翼と燃焼器の側壁との間の軸方向隙間を小さくしたときに生じる該軸方向隙間を介した高温の燃焼ガス流れに対する対策について、何ら記載されていない。
　上述の事情に鑑みて、本発明の少なくとも一実施形態は、１段静翼の効率的な冷却が可能なガスタービンを提供することを目的とする。
（１）本発明の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、
　周方向に複数配列され、圧力面および負圧面を含む翼面をそれぞれ有する１段静翼と、
　一の前記１段静翼の前記負圧面側に設けられ、径方向に沿って延在する第１側壁部を含む第１燃焼器出口を有する第１燃焼器と、
　前記周方向にて前記第１燃焼器の隣において前記一の前記１段静翼の前記圧力面側に設けられ、前記径方向に沿って延在する第２側壁部を含む第２燃焼器出口を有する第２燃焼器と、
を備えるガスタービンであって、
　下記条件（ａ）又は（ｂ）の何れかを満たし、
　上流側から下流側に向かって前記軸方向をｘ軸と定義し、前記第１側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ軸と定義したとき、前記第１側壁部の下流端部における内側壁面の傾きｄｙ／ｄｘが最大となる位置を通る前記内側壁面の下流側に延ばした第１基準接線に対して、前記一の前記１段静翼の前方部の前記負圧面と前記第１基準接線との交点を通る前記負圧面の第１接線がなす第１角度が４５度以下であり、
　前記一の前記１段静翼は、前記第１側壁部の前記内側壁面からの前記負圧面の前記周方向への突出量をΔｙとし、前記１段静翼の前記周方向における配列ピッチをＰとしたとき、０．０５≦Δｙ／Ｐ≦０．２５を満たす。
（ａ）前記一の前記１段静翼の前方部と前記第１側壁部との間の軸方向の最小隙間、および、前記一の前記１段静翼の前記前方部と前記第２側壁部との間の前記軸方向の最小隙間が、前記軸方向における前記一の１段静翼の長さＬａの１０％以下である。
（ｂ）前記一の前記１段静翼の前方部の最上流点が、前記第１側壁部又は前記第２側壁部の少なくとも一方の最下流端よりも、前記軸方向において上流側に位置する。
　上記（１）の構成では、ガスタービンは、上記（ａ）又は（ｂ）を満たすので、１段静翼の前方部と燃焼器出口の第１側壁部又は第２側壁部との間の最小距離が十分に小さい。このため、１段静翼の前方部と第１側壁部又は第２側壁部との間を流通する高温の燃焼ガス流れが低減されるため、１段静翼を冷却するために必要な冷却媒体の流量を低減することができる。また、上記（１）の構成では、第１側壁部の内側壁面における上述の第１基準接線に対して、１段静翼の前方部の負圧面における上述の第１接線がなす第１角度が４５度以下であるので、燃焼器出口の第１側壁部と１段静翼の負圧面とが滑らかに接続されている。よって、燃焼器出口からの高温の燃焼ガスの流れの乱れを低減することができる。
　ここで、本発明者らは、第１側壁部の内側壁面からの１段静翼の負圧面の周方向への突出量Δｙと、１段静翼の周方向における配列ピッチＰとの比（Δｙ／Ｐ）に応じて、１段静翼の圧力面側と負圧面側との圧力差が変化し、Δｙ／Ｐを適切な値とすることにより該圧力差を低減できることを見出した。
　この点、上記（１）の構成では、さらに、第１側壁部の内側壁面からの１段静翼の負圧面の周方向への突出量Δｙと、１段静翼の周方向における配列ピッチＰとが０．０５≦Δｙ／Ｐ≦０．２５を満たすので、１段静翼の圧力面側と負圧面側との圧力差が比較的小さい。このため、１段静翼の圧力面側と負圧面側の圧力差に起因した、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の隙間を介した高温ガスの流れの発生が抑制されるので、１段静翼を冷却するために必要な冷却媒体の流量を低減することができる。
　以上より、上記（１）の構成によれば、燃焼器出口からの高温の燃焼ガスの流れの乱れを低減しながら、１段静翼を効率的に冷却することができる。これにより、ガスタービンの効率低下を抑制することができる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、
　前記第２側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ’軸と定義したとき、前記第２側壁部の下流端部における内側壁面の傾きｄｙ’／ｄｘが最大となる位置を通る前記内側壁面の下流側に延ばした第２基準接線に対して、前記一の前記１段静翼の前記前方部の前記圧力面と前記第２基準接線との交点を通る前記圧力面の第２接線がなす第２角度が４５度以下である。
　上記（２）の構成によれば、第２側壁部の内側壁面における上述の第２基準接線に対して、１段静翼の前方部の圧力面における上述の第２接線がなす第２角度が４５度以下であるので、燃焼器出口の第２側壁部と１段静翼の圧力面とが滑らかに接続されている。よって、燃焼器出口からの高温の燃焼ガスの流れの乱れをより効果的に低減することができる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、
　前記第１角度が２０度以上４５度以下であり、
　前記第２角度が０度以上２５度以下である。
　上記（３）の構成によれば、負圧面側における第１角度を上記範囲内に設定することで、燃焼ガス流れの１段静翼の負圧面への衝突によって負圧面側で静圧が上昇する。一方、圧力面側における第２角度を上記範囲内に設定することで、第２角度が２５度よりも大きい場合に比べて、圧力面が燃焼ガス流れの下流側に後退することになり、上述した隙間近傍における圧力面側の圧力を減少させることができる。よって、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の隙間を介した高温ガスの流れの発生を抑制可能である。
（４）幾つかの実施形態では、上記（２）又は（３）の構成において、前記第１角度は、前記第２角度以上である。
　上記（４）の構成によれば、第１角度を第２角度以上にすることで、圧力面側における圧力を減少させながら、負圧面側において圧力を増大させることができ、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の隙間を介した高温ガスの流れの発生を効果的に抑制可能である。
（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかの構成において、
　前記第１側壁部の下流側端面、及び、前記第２側壁部の下流側端面は、それぞれ、前記軸方向の直交面に沿った平坦面を含み、
　前記前方部は、前記第１側壁部の前記下流側端面及び前記第２側壁部の前記下流側端面に対向する前端面を含み、
　前記前端面の少なくとも一部は、前記軸方向の前記直交面に沿って設けられる平坦面である。
　上記（５）の構成によれば、第１側壁部及び第２側壁部の下流側端面、及び、該下流側端面に対向する１段静翼の前方部の前端面の少なくとも一部がそれぞれ、軸方向の直交面に沿った平坦面により形成される。よって、第１側壁部及び第２側壁部の下流側端面、又は、１段静翼の前方部の前端面が湾曲面により形成される場合に比べて、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の軸方向における隙間の管理が容易となる。よって、１段静翼を冷却するために必要な冷却媒体の流量を削減しやすくなる。
（６）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（５）の何れかの構成において、
　前記一の前記１段静翼は、前記前方部の下流側に位置するとともに、前記負圧面のうち後縁側領域である凸状湾曲面、および、前記圧力面のうち後縁側領域である凹状湾曲面を有する後方部を含み、
　前記負圧面の前記凸状湾曲面の前縁側端は、前記負圧面のうち前記第１側壁部の前記内側壁面から前記周方向に最も突出した部分よりも、前記周方向において、前記第２側壁部に近い。
　上記（６）の構成によれば、第１燃焼器出口からの燃焼ガス流れが１段静翼の負圧面に衝突しやすくなるため、負圧面側で静圧が上昇しやすくなる。これにより、負圧面側と圧力面側の圧力差を低減して、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の隙間を介した高温ガスの流れの発生を効果的に抑制することができる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）の何れかの構成において、
　前記一の前記１段静翼は、前記前方部の下流側に位置するとともに、前記負圧面のうち後縁側領域である凸状湾曲面、および、前記圧力面のうち後縁側領域である凹状湾曲面を有する後方部を含み、
　前記前方部は、
　　前記負圧面の前縁側領域を形成するように、前記凸状湾曲面の前縁側端から前記第１側壁部に向かって直線状に延びる第１表面と、
　　前記圧力面の前縁側領域を形成するように、前記凹状湾曲面の前縁側端から前記第２側壁部に向かって直線状に延びる第２表面と、
を含む。
　上記（７）の構成によれば、負圧面の前縁側領域は、直線状に延びる第１表面により形成されるとともに、圧力面の前縁側領域は、直線状に延びる第２表面により形成されるので、１段静翼の作製が比較的容易である。
（８）幾つかの実施形態では、上記（７）の構成において、
　前記第１側壁部の下流側端面、及び、前記第２側壁部の下流側端面は、それぞれ、前記軸方向の直交面に沿った平坦面を含み、
　前記前方部は、
　　前記第１表面の前縁側端に接続される第１接続点を有し、前記第１側壁部の前記下流側端面に対向するように前記軸方向の前記直交面に沿って延在する第１平坦面と、
　　前記第２表面の前縁側端に接続される第２接続点を有し、前記第２側壁部の前記下流側端面に対向するように前記軸方向の前記直交面に沿って延在する第２平坦面と、
を含む。
　上記（８）の構成によれば、第１側壁部及び第２側壁部の下流側端面が平坦面によって形成されるとともに、前方部の第１平坦面及び第２平坦面が、それぞれ、平坦面を含む第１側壁部の下流側端面及び第２側壁部の下流側端面に対向する。よって、第１側壁部及び第２側壁部の下流側端面、又は、１段静翼の前方部の前端面が湾曲面により形成される場合に比べて、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の軸方向における隙間の管理が容易となる。よって、１段静翼を冷却するために必要な冷却媒体の流量を削減しやすくなる。
（９）幾つかの実施形態では、上記（８）の構成において、
　前記第１接続点と前記第２接続点との間の前記周方向における距離は、前記第１側壁部の前記内側壁面と前記第２側壁部の前記内側壁面との間の前記周方向における距離よりも小さい。
　上記（９）の構成によれば、第１接続点と第２接続点との間の周方向における距離は、第１側壁部の内側壁面と第２側壁部の内側壁面との間の周方向における距離よりも小さいので、第１接続点と第２接続点との間の上記距離が第１側壁部の内側壁面と第２側壁部の内側壁面との間の上記距離よりも大きい場合に比べて、燃焼器出口からの燃焼ガスの流れが乱れにくい。よって、タービンにおける流体損失の発生を抑制しやすい。
（１０）幾つかの実施形態では、上記（８）又は（９）の構成において、前記第１平坦面の前記第１接続点は、前記周方向において、前記第１側壁部の前記内側壁面よりも前記第２側壁部側に位置する。
　上記（１０）の構成によれば、第１平坦面の第１接続点が、周方向において、第１側壁部の内側壁面よりも第２側壁部側に位置するので、負圧面側において、第１燃焼器出口Ａからの燃焼ガスの流れが乱れにくい。よって、タービンにおける流体損失の発生を抑制しやすい。
（１１）幾つかの実施形態では、上記（８）乃至（１０）の何れかの構成において、
　前記第２平坦面の前記第２接続点は、前記周方向において、前記第２側壁部の前記内側壁面よりも前記第１側壁部側に位置する。
　上記（１１）の構成によれば、第２平坦面の第２接続点は、周方向において、第２側壁部の内側壁面よりも第１側壁部側に位置するので、圧力面側において、第２燃焼器出口からの燃焼ガスの流れが乱れにくい。よって、タービンにおける流体損失の発生を抑制しやすい。
（１２）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（１１）の何れかの構成において、
　前記一の前記１段静翼は、前記前方部の前記第１接線が軸方向に対してなす角度が、１５度以上４５度以下である。
　上記（１２）の構成によれば、負圧面における第１接線が軸方向に対してなす角度を上記範囲内に設定することで、燃焼ガス流れの１段静翼の負圧面への衝突によって負圧面側で静圧が上昇しやすくなる。よって、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の隙間を介した高温ガスの流れの発生を効果的に抑制することができる。
（１３）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（１２）の何れかの構成において、
　前記一の前記１段静翼は、前記前方部の前記第２接線が軸方向に対してなす角度が、０度以上３０度以下である。
　上記（１３）の構成によれば、圧力面における第２接線が軸方向に対してなす角度を上記範囲内に設定することで、該角度が３０度よりも大きい場合に比べて、圧力面が燃焼ガス流れの下流側に後退することになり、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の隙間近傍における圧力面側の圧力を減少させやすくなる。よって、１段静翼の前方部と、上述の隙間を介した高温ガスの流れの発生を効果的に抑制することができる。
（１４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（１３）の何れかの構成において、
　前記前方部と前記第１側壁部との間の前記軸方向における最小隙間ｇ１と、前記前方部と前記第２側壁部との間の前記軸方向における最小隙間ｇ２とが、０．９≦ｇ１／ｇ２≦１．１を満たす。
　上記（１４）の構成によれば、すなわち、１段静翼の負圧面側の最小隙間ｇ１の大きさと、圧力面側の最小隙間ｇ２の大きさとが同等であるので、第１側壁部及び第２側壁部の下流側端面と、１段静翼の前方部との隙間を介した負圧面側及び圧力面側へのそれぞれの冷却媒体の分配量の差を小さくすることができる。これにより、ガスタービン全体として、冷却媒体の流量を削減することができる。
（１５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（１４）の何れかの構成において、
　前記一の前記１段静翼は、０．１≦Δｙ／Ｐ≦０．２を満たす。
　上記（１５）の構成によれば、第１側壁部の内側壁面からの１段静翼の負圧面の周方向への突出量Δｙと、１段静翼の周方向における配列ピッチＰとが０．１≦Δｙ／Ｐ≦０．２を満たすので、１段静翼の圧力面側と負圧面側との圧力差をより低減することができる。このため、１段静翼の圧力面側と負圧面側の圧力差に起因した、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の隙間を介した高温ガスの流れの発生が抑制されるので、１段静翼を冷却するために必要な冷却媒体の流量をより効果的に低減することができる。
（１６）本発明の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、
　周方向に複数配列され、圧力面および負圧面を含む翼面をそれぞれ有する１段静翼と、
　一の前記１段静翼の前記負圧面側に設けられ、径方向に沿って延在する第１側壁部を含む第１燃焼器出口を有する第１燃焼器と、
　前記周方向にて前記第１燃焼器の隣において前記一の前記１段静翼の前記圧力面側に設けられ、前記径方向に沿って延在する第２側壁部を含む第２燃焼器出口を有する第２燃焼器と、
を備えるガスタービンであって、
　下記条件（ａ）又は（ｂ）の何れかを満たし、
　上流側から下流側に向かって前記軸方向をｘ軸と定義し、前記第１側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ軸と定義し、前記第１側壁部の下流端の前記周方向における厚さをＷ１とし、前記第１側壁部の下流端部における内側壁面の傾きｄｙ／ｄｘが最大となる第１基準位置を通る前記内側壁面の下流側に延ばした第１基準接線を前記ｙ軸の負の方向に０．５×Ｗ１ずらした第１外側境界線と、前記第１基準位置を通り、且つ、前記第１基準接線に対して４５度の角度をなす第１内側境界線と、の間の領域を第１領域とし、前記軸方向における前記一の１段静翼の長さをＬａとしたとき、前記一の前記１段静翼の前方部の前記負圧面のうち前記第１領域に含まれる部位の上流端の位置と、該位置から０．２Ｌａの長さだけ下流側の位置までの間の軸方向範囲内において、前記前方部の前記負圧面は前記第１領域内に含まれており、
　前記一の前記１段静翼は、前記第１側壁部の前記内側壁面からの前記負圧面の前記周方向への突出量をΔｙとし、前記１段静翼の前記周方向における配列ピッチをＰとしたとき、０．０５≦Δｙ／Ｐ≦０．２５を満たす。
（ａ）前記一の前記１段静翼の前方部と前記第１側壁部との間の前記軸方向の最小隙間、および、前記一の前記１段静翼の前記前方部と前記第２側壁部との間の前記軸方向の最小隙間が、前記軸方向における前記一の１段静翼の長さＬａの１０％以下である。
（ｂ）前記一の前記１段静翼の前方部の最上流点が、前記第１側壁部又は前記第２側壁部の少なくとも一方の最下流端よりも、前記軸方向において上流側に位置する。
　なお、上記（１６）の構成を有するガスタービンは、上記（２）乃至（１５）の何れかに記載の特徴を有していてもよい。
　上記（１６）の構成では、ガスタービンは、上記（ａ）又は（ｂ）を満たすので、１段静翼の前方部と燃焼器出口の第１側壁部又は第２側壁部との間の最小距離が十分に小さい。このため、１段静翼の前方部と第１側壁部又は第２側壁部との間を流通する高温の燃焼ガス流れが低減されるため、１段静翼を冷却するために必要な冷却媒体の流量を低減することができる。また、上記（１６）の構成では、一の１段静翼の前方部の負圧面のうち上述の第１領域に含まれる部位の上流端の位置と、該位置から０．２Ｌａ（ただし、Ｌａは、軸方向における一の１段静翼の長さである。）の長さだけ下流側の位置までの間の軸方向範囲内において、１段静翼の前方部の負圧面は上述の第１領域内に含まれているので、燃焼器出口の第１側壁部と１段静翼の負圧面とが滑らかに接続されている。よって、燃焼器出口からの高温の燃焼ガスの流れの乱れを低減することができる。
　また、上記（１６）の構成では、さらに、第１側壁部の内側壁面からの１段静翼の負圧面の周方向への突出量Δｙと、１段静翼の周方向における配列ピッチＰとが０．０５≦Δｙ／Ｐ≦０．２５を満たすので、１段静翼の圧力面側と負圧面側との圧力差が比較的小さい。このため、１段静翼の圧力面側と負圧面側の圧力差に起因した、１段静翼の前方部と、第１燃焼器出口及び第２燃焼器出口との間の隙間を介した高温ガスの流れの発生が抑制されるので、１段静翼を冷却するために必要な冷却媒体の流量を低減することができる。
　以上より、上記（１６）の構成によれば、燃焼器出口からの高温の燃焼ガスの流れの乱れを低減しながら、１段静翼を効率的に冷却することができる。これにより、ガスタービンの効率低下を抑制することができる。
（１７）幾つかの実施形態では、上記（１６）の構成において、
　前記第２側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ’軸と定義し、前記第２側壁部の下流端の前記周方向における厚さをＷ２とし、前記第２側壁部の下流端部における内側壁面の傾きｄｙ’／ｄｘが最大となる第２基準位置を通る前記内側壁面の下流側に延ばした第２基準接線を前記ｙ’軸の負の方向に０．５×Ｗ２ずらした第２外側境界線と、前記第２基準位置を通り、且つ、前記第２基準接線に対して４５度の角度をなす第２内側境界線と、の間の領域を第２領域としたとき、前記前方部の前記圧力面のうち前記第２領域に含まれる部位の上流端の位置と、該位置から０．２Ｌａの長さだけ下流側の位置までの間の軸方向範囲内において、前記前方部の前記圧力面は前記第２領域内に含まれている。
　上記（１７）の構成では、一の１段静翼の前方部の圧力面のうち上述の第２領域に含まれる部位の上流端の位置と、該位置から０．２Ｌａ（ただし、Ｌａは、軸方向における一の１段静翼の長さである。）の長さだけ下流側の位置までの間の軸方向範囲内において、１段静翼の前方部の圧力面は上述の第２領域内に含まれているので、燃焼器出口の第２側壁部と１段静翼の圧力面とが滑らかに接続されている。よって、燃焼器出口からの高温の燃焼ガスの流れの乱れを低減することができる。
　本発明の少なくとも一実施形態によれば、１段静翼の効率的な冷却が可能なガスタービンが提供される。
一実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。 一実施形態に係るガスタービンの燃焼器及びタービンの入口部分を示す概略図である。 一実施形態に係るガスタービンの燃焼器出口及びタービンの入口部の構成を示す図である。 一実施形態に係るガスタービンの燃焼器出口及びタービンの入口部の構成を示す図である。 一実施形態に係るガスタービンにおける一対の第１側壁部及び第２側壁部と１段静翼の周方向に沿った断面図である。 一実施形態に係るガスタービンにおける一対の第１側壁部及び第２側壁部と１段静翼の周方向に沿った断面図である。 一実施形態に係るガスタービンにおける一対の第１側壁部及び第２側壁部と１段静翼の周方向に沿った断面図である。 一実施形態に係るガスタービンにおける一対の第１側壁部及び第２側壁部と１段静翼の周方向に沿った断面図である。 一実施形態に係るガスタービンにおける一対の第１側壁部及び第２側壁部と１段静翼の周方向に沿った断面図である。 １段静翼の負圧面の周方向の突出量Δｙと配列ピッチＰとの比（Δｙ／Ｐ）と、１段静翼の圧力面側と負圧面側との圧力差との相関関係の一例を示すグラフである。
　以下、添付図面を参照して本発明の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本発明の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　図１は、一実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。
　図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるための燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結される。
　圧縮機２は、圧縮機車室１０側に固定された複数の静翼１６と、静翼１６に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼１８と、を含む。
　圧縮機２には、空気取入口１２から取り込まれた空気が送られるようになっており、この空気は、複数の静翼１６及び複数の動翼１８を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。
　燃焼器４には、燃料と、圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給されるようになっており、該燃焼器４において燃料が燃焼され、タービン６の作動流体である燃焼ガスが生成される。図１に示すように、ガスタービン１は、ケーシング２０内にロータ８を中心として周方向に沿って複数配置された燃焼器４を有する。
　タービン６は、タービン車室２２によって形成される燃焼ガス流路２８を有し、該燃焼ガス流路２８に設けられる複数の静翼２４及び動翼２６を含む。
　静翼２４はタービン車室２２側に固定されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の静翼２４が静翼列を構成している。また、動翼２６はロータ８に植設されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の動翼２６が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ８の軸方向において交互に配列されている。なお、複数の静翼２４のうち、最も上流側に設けられる静翼２４（すなわち燃焼器４に近い位置に設けられる静翼２４）が１段静翼２３である。
　タービン６では、燃焼ガス流路２８に流れ込んだ燃焼器４からの燃焼ガスが複数の静翼２４及び複数の動翼２６を通過することでロータ８が回転駆動され、これにより、ロータ８に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気室３０を介して外部へ排出される。
　図２は、一実施形態に係るガスタービン１の燃焼器４及びタービン６の入口部分を示す概略図である。
　図２に示すように、ロータ８を中心として環状に複数配置される燃焼器４（図１参照）の各々は、ケーシング２０により画定される燃焼器車室３２に設けられた燃焼器ライナ３６と、燃焼器ライナ３６内にそれぞれ配置された第１燃焼バーナ３８及び第１燃焼バーナ３８を囲うように配置された複数の第２燃焼バーナ４０と、を含む。なお、燃焼器４は、燃焼ガスをバイパスさせるためのバイパス管（不図示）等の他の構成要素を備えていてもよい。
　燃焼器ライナ３６は、第１燃焼バーナ３８及び複数の第２燃焼バーナ４０の周囲に配置される内筒４８と、内筒４８の先端部に連結された尾筒５０、を有している。なお、内筒４８と尾筒５０とが一体的な燃焼筒を構成していてもよい。
　第１燃焼バーナ３８及び第２燃焼バーナ４０は、それぞれ、燃料を噴射するための燃料ノズル（不図示）と、該燃料ノズルを囲むように配置されたバーナ筒（不図示）と、を含む。各々の燃料ノズルには、燃料ポート４２，４４をそれぞれ介して燃料が供給されるようになっている。また、圧縮機２（図１参照）で生成された圧縮空気が、車室入口４１を介して燃焼器車室３２内に供給され、該圧縮空気が燃焼器車室３２から各々のバーナ筒に流入するようになっている。そして、各バーナ筒では、燃料ノズルから噴射される燃料と圧縮空気とが混合され、この混合気が燃焼器ライナ３６に流れ込み、着火されて燃焼することにより、燃焼ガスが発生するようになっている。
　なお、第１燃焼バーナ３８は拡散燃焼火炎を発生させるためのバーナであってもよく、第２燃焼バーナ４０は予混合気を燃焼させ予混合燃焼火炎を発生させるためのバーナであってもよい。
　すなわち、第２燃焼バーナ４０において、燃料ポート４４からの燃料と圧縮空気とが予混合されて、該予混合気がスワラ（不図示）によって主として旋回流を形成し、燃焼器ライナ３６に流れ込む。また、圧縮空気と、燃料ポート４２を介して第１燃焼バーナ３８から噴射された燃料とが燃焼器ライナ３６内で混合され、図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスが発生する。このとき、燃焼ガスの一部が火炎を伴って周囲に拡散することで、各第２燃焼バーナ４０から燃焼器ライナ３６内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。すなわち、第１燃焼バーナ３８から噴射された拡散燃焼用燃料による拡散燃焼火炎によって、第２燃焼バーナ４０からの予混合気（予混合燃料）の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。その際、燃焼領域は例えば内筒４８に形成され、尾筒５０には形成されなくてもよい。
　上述のようにして燃焼器４において燃料の燃焼により発生した燃焼ガスは、尾筒５０の下流端部に位置する燃焼器４の出口５２を介して、タービン６の１段静翼２３に流入する。
　図３及び図４は、それぞれ、一実施形態に係るガスタービン１の燃焼器４の出口５２及びタービン６の入口部の構成を示す図であり、周方向に沿った断面図である。
　図１、図３及び図４に示すように、ガスタービン１は、周方向に配置される複数の燃焼器４を備える。複数の燃焼器４の各々の出口５２は、径方向（図３及び図４の紙面直交方向）に沿って延在する側壁部５４を有している。
　以下、周方向に隣り合う燃焼器４のうち一方を第１燃焼器４Ａ、他方を第２燃焼器４Ｂとして説明する。第１燃焼器４Ａの第１燃焼器出口５２Ａは径方向に沿って延在する第１側壁部５４Ａを有し、第２燃焼器４Ｂの第２燃焼器出口５２Ｂは径方向に沿って延在する第２側壁部５４Ｂを有する。
　図３及び図４に示すように、タービン６の複数の１段静翼２３（２３Ａ，２３Ｂ）は、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側の軸方向位置において、周方向に配列されている。複数の１段静翼２３は、軸方向に沿って第１燃焼器４Ａの第１側壁部５４Ａ及び第２燃焼器４Ｂの第２側壁部５４Ｂの下流側に設けられる１段静翼２３Ａ（一の１段静翼）を含む。
　図３及び図４に示す例示的な実施形態では、周方向において互いに対向する一対の第１側壁部５４Ａと第２側壁部５４Ｂの各々の下流側に１段静翼２３Ａが設けられており、これらの１段静翼２３Ａが周方向に複数配列されている。
　図４に示す例示的な実施形態では、タービン６の複数の１段静翼２３は、上述の１段静翼２３Ａ（一の１段静翼）以外の１段静翼２３Ｂをさらに含む。１段静翼２３Ｂは、周方向に隣り合う一対の１段静翼２３Ａ，２３Ａの間の周方向位置に設けられ、周方向において、１段静翼２３Ａと１段静翼２３Ｂとが交互に配置されている。
　１段静翼２３Ａ，２３Ｂの各々は、後縁６５と、径方向に沿ってそれぞれ延在する圧力面６２（腹面）及び負圧面６０（背面）を含む翼面と、を有する。圧力面６２の少なくとも一部は、凹状の湾曲面により形成されているとともに、負圧面６０の少なくとも一部は、凸状の湾曲面により形成されている。なお、これらの湾曲面によって、圧力面６２、負圧面６０及び後縁６５を含む翼型が少なくとも部分的に形成されていてもよい。
　なお、図４に示すように、１段静翼２３Ｂの圧力面６２及び負圧面６０は、前縁６３と後縁６５との間において径方向に沿って延在していてもよく、これらの圧力面６２及び負圧面６０によって翼型が形成されていてもよい。
　図３及び図４に示すように、第１燃焼器４Ａは、周方向において１段静翼２３Ａの負圧面６０側に設けられているとともに、第２燃焼器４Ｂは、周方向において１段静翼２３Ａの圧力面６２側に設けられている。また、第１側壁部５４Ａは、周方向において１段静翼２３Ａの負圧面６０側に設けられているとともに、第１側壁部５４Ａに対向する第２側壁部５４Ｂは、周方向において１段静翼２３Ａの圧力面６２側に設けられている。
　図５～図９は、それぞれ、図３又は図４に示すガスタービン１の部分的な拡大図であり、一実施形態に係るガスタービン１における一対の第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂと１段静翼２３Ａの周方向に沿った断面図である。
　図３～図９に示すように、１段静翼２３Ａは、後縁６５を含む後方部６６と、後方部６６よりも上流側に位置する前方部６４と、を含む。
　図５～図９に示すように、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂは、それぞれ、軸方向及び径方向を含む平面に沿って延在する内側壁面５８Ａ，５８Ｂと、軸方向の直交面に沿った平坦面を含む下流側端面５５Ａ，５５Ｂと、を有する。内側壁面５８Ａ，５８Ｂは、それぞれ、第１燃焼器４Ａ及び第２燃焼器４Ｂで生成された燃焼ガスが流通する燃焼ガス通路を形成する。
　図５及び図８に示す実施形態では、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ａ，５５Ｂは、それぞれ、軸方向の直交面に沿った平坦面により形成される。
　図６に示す実施形態では、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ａ，５５Ｂは、それぞれ、軸方向の直交面に沿った平坦面により形成される平坦部５５Ａａ，５５Ｂａと、該平坦部５５Ａａ，５５Ｂａと内側壁面５８Ａ，５８Ｂとを滑らかに接続する湾曲面により形成される角部５５Ａｂ，５５Ｂｂと、を含む。
　図７に示す実施形態では、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ａ，５５Ｂは、それぞれ、軸方向の直交面に沿った平坦面により形成される。また、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの内側壁面５８Ａ，５８Ｂは、それぞれ、軸方向及び径方向を含む平面に沿って延在する平坦部５８Ａａ，５８Ｂａと、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流端部５６Ａ，５６Ｂにおいて、下流側に近づくに従い中心線Ｑから遠ざかるように設けられた傾斜面によって形成される傾斜部５８Ａｂ，５８Ｂｂと、を含む。
　なお、中心線Ｑは、周方向に沿った断面において、第１側壁部５４Ａと第２側壁部５４Ｂとの間において軸方向に沿って延びる直線である。
　図９に示す実施形態では、１段静翼２３Ａの前方部６４は、軸方向に突出した形状の凸部８０を有する。また、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流端部５６Ａ，５６Ｂは、下流側端面５５Ａ，５５Ｂよりも上流側に位置する段差面８６Ａ，８６Ｂと、段差面８６Ａ，８６Ｂよりも下流側の部分である凸端部８４Ａ，８４Ｂの側面と、によって凸部受入れ空間８２が形成されている。そして、１段静翼２３Ａの凸部８０は、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂによって形成される凸部受入れ空間８２に嵌合されている。
　なお、特に図示しないが、他の実施形態では、１段静翼２３Ａの凸部８０が嵌合する凸部受入れ空間は、第１側壁部５４Ａ又は第２側壁部５４Ｂの何れか一方により形成されていてもよい。
　また、他の実施形態では、１段静翼２３Ａは、軸方向において凹んだ形状の凹部を有するとともに、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの少なくとも一方に、該凹部に嵌合可能な凸部が設けられ、該凸部が凹部に嵌合するようになっていてもよい。
　図５～図９に示す実施形態に係るガスタービン１は、以下に述べるＩ～ＩＩＩの特徴を有している。
（Ｉ．側壁部と１段静翼との軸方向隙間等）
　まず、ガスタービン１は、下記（ａ）又は（ｂ）を満たす構成を有する。
　（ａ）１段静翼２３Ａの前方部６４と第１側壁部５４Ａとの間の軸方向の最小隙間ｇ１、および、１段静翼２３Ａの前方部６４と第２側壁部５４Ｂとの間の前記軸方向の最小隙間ｇ２が、軸方向における１段静翼２３Ａの長さＬａの１０％以下である。
　（ｂ）１段静翼２３Ａの前方部６４の最上流点９４（図８参照）が、第１側壁部５４Ａ又は第２側壁部５４Ｂの少なくとも一方の最下流端よりも、軸方向において上流側に位置する。
　図５～図８に示すガスタービン１は上記（ａ）を満たし、図９に示すガスタービン１は上記（ｂ）を満たす。
　ガスタービン１が上述の（ａ）又は（ｂ）を満たすとき、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂとの間の最小隙間ｇ１，ｇ２が十分に小さい（上記（ａ）の場合）、又は、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂとの間に隙間が形成されていない（上記（ｂ）の場合）。
　このため、１段静翼２３Ａの前方部６４と第１側壁部５４Ａ又は第２側壁部５４Ｂとの間を流通する高温の燃焼ガス流れが低減されるため、１段静翼２３Ａを冷却するために必要な冷却媒体の流量を低減することができる。
　なお、１段静翼２３Ａを冷却するための冷却媒体（例えば空気）は、１段静翼２３Ａの内部に形成されるキャビティ９２や、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂとの間において軸方向に延びる隙間９０等を介して、１段静翼２３Ａの内壁面又は外壁面に供給されるようになっていてもよい。
（ＩＩ．側壁部内側壁面と１段静翼翼面とのつながり）
　次に、ガスタービン１では、以下に説明するように、第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａと１段静翼２３Ａの負圧面６０とが滑らかに接続されている。また、第２側壁部５４Ｂの内側壁面５８Ｂと１段静翼２３Ａの圧力面６２とが滑らかに接続されていてもよい。
　ここで、ガスタービン１の上流側から下流側に向かって前記軸方向をｘ軸と定義し、前記第１側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ軸と定義し、前記第２側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ’軸と定義する（図５～図８参照）。
　幾つかの実施形態では、例えば図５～図８に示すように、周方向に沿った断面において、第１側壁部５４Ａの下流端部５６Ａにおける内側壁面５８Ａの傾きｄｙ／ｄｘが最大となる位置を通る内側壁面５８Ａの下流側に延ばした第１基準接線Ｓ１に対して、１段静翼２３Ａの前方部６４の負圧面６０と第１基準接線Ｓ１との交点Ｐ１を通る負圧面６０の第１接線Ｓ３がなす第１角度Ａ１が４５度以下である。
　なお、内側壁面５８Ａの傾きｄｙ／ｄｘが最大となる位置は、図５、図６及び図８に示す実施形態では軸方向に沿った平坦状の内側壁面５８Ａであり、図７に示す実施形態では、内側壁面５８Ａのうち、下流側に近づくに従い中心線Ｑから遠ざかるように設けられた傾斜面によって形成される傾斜部５８Ａｂである。
　あるいは、幾つかの実施形態では、例えば図５～図８に示すように、第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａの下流側への延長線Ｓ１’に対して、第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａの下流端の周方向位置における前方部６４の負圧面６０の第１接線Ｓ３’がなす第１角度Ａ１’が４５度以下である。
　あるいは、幾つかの実施形態では、例えば図９に示すように、周方向に沿った断面において、軸方向における一の１段静翼２３Ａの長さをＬａとしたとき、一の前記１段静翼２３Ａの前方部６４の負圧面６０のうち第１領域Ｒ１に含まれる部位の上流端Ｐ７の位置と、該位置Ｐ７から０．２Ｌａの長さだけ下流側の位置までの間の軸方向範囲（図８における直線Ｕ１と直線Ｕ２の間の範囲）内において、前方部６４の負圧面６０は第１領域内Ｒ１に含まれている。
　ここで、第１領域Ｒ１は、図示する第１外側境界線Ｓ５と第１内側境界線Ｓ７との間の領域である。第１外側境界線Ｓ５は、第１側壁部５４Ａの下流端の周方向における厚さをＷ１としたとき、第１側壁部５４Ａの下流端部５６Ａにおける内側壁面５８Ａの傾きｄｙ／ｄｘが最大となる第１基準位置Ｐ３を通る内側壁面５８Ａの下流側に延ばした第１基準接線Ｓ１をｙ軸の負の方向に０．５×Ｗ１ずらした直線である。また、第１内側境界線Ｓ７は、第１基準位置Ｐ３を通り、且つ、第１基準接線Ｓ１に対して４５度の角度をなす直線である。
　なお、第１内側境界線Ｓ７は、第１基準位置Ｐ３を通り、且つ、第１基準接線Ｓ１に対して４０度、又は３５度の角度をなす直線であってもよい。
　このように、第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａと１段静翼２３Ａの負圧面６０とが滑らかに接続されていることにより、第１燃焼器出口５２Ａからの高温の燃焼ガスの流れの乱れを低減することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図５～図８に示すように、周方向に沿った断面において、第２側壁部５４Ｂの下流端部５６Ｂにおける内側壁面５８Ｂの傾きｄｙ’／ｄｘが最大となる位置を通る内側壁面５８Ｂの下流側に延ばした第２基準接線Ｓ２に対して、１段静翼２３Ａの前方部６４の圧力面６２と第２基準接線Ｓ２との交点Ｐ２を通る圧力面６２の第２接線Ｓ４がなす第２角度Ａ２が４５度以下である。
　なお、内側壁面５８Ｂの傾きｄｙ’／ｄｘが最大となる位置は、図５、図６及び図８に示す実施形態では軸方向に沿った平坦状の内側壁面５８Ｂであり、図７に示す実施形態では、内側壁面５８Ｂのうち、下流側に近づくに従い中心線Ｑから遠ざかるように設けられた傾斜面によって形成される傾斜部５８Ｂｂである。
　あるいは、幾つかの実施形態では、例えば図５～図８に示すように、第２側壁部５４Ｂの内側壁面５８Ｂの下流側への延長線Ｓ２’に対して、第２側壁部５４Ｂの内側壁面５８Ｂの下流端の周方向位置における前方部６４の圧力面６２の第２接線Ｓ４’がなす第２角度Ａ２’が４５度以下である。
　あるいは、幾つかの実施形態では、例えば図９に示すように、周方向に沿った断面において、軸方向における一の１段静翼２３Ａの長さをＬａとしたとき、一の前記１段静翼２３Ａの前方部６４の負圧面６０のうち第１領域Ｒ１に含まれる部位の上流端Ｐ７の位置と、該位置Ｐ７から０．２Ｌａの長さだけ下流側の位置Ｐ８までの間の軸方向範囲（図９における直線Ｕ３と直線Ｕ４の間の範囲）内において、前方部６４の圧力面６２は第２領域内Ｒ２に含まれている。
　ここで、第２領域Ｒ２は、図示する第２外側境界線Ｓ６と第２内側境界線Ｓ８との間の領域である。第２外側境界線Ｓ６は、第２側壁部５４Ｂの下流端の周方向における厚さをＷ２としたとき、第２側壁部５４Ｂの下流端部５６Ｂにおける内側壁面５８Ｂの傾きｄｙ’／ｄｘが最大となる第２基準位置Ｐ４を通る内側壁面５８Ｂの下流側に延ばした第２基準接線Ｓ２をｙ’軸の負の方向に０．５×Ｗ２ずらした直線である。第２内側境界線Ｓ８は、第２基準位置Ｐ４を通り、且つ、第２基準接線Ｓ２に対して４５度の角度をなす直線である。
　なお、第２内側境界線Ｓ８は、第２基準位置Ｐ４を通り、且つ、第２基準接線Ｓ２に対して３５度、又は２５度の角度をなす直線であってもよい。
　このように、第２側壁部５４Ｂの内側壁面５８Ｂと１段静翼２３Ａの圧力面６２とが滑らかに接続されていることにより、第２燃焼器出口５２Ｂからの高温の燃焼ガスの流れの乱れを低減することができる。
（ＩＩＩ．１段静翼負圧面の周方向突出量）
　そして、ガスタービン１において、１段静翼２３Ａは、周方向に沿った断面において、
第１側壁部５４Ａの下流端における内側壁面５８Ａからの負圧面６０の周方向への突出量をΔｙとし、１段静翼２３（２３Ａ，２３Ｂ）の周方向における配列ピッチをＰ（図３及び図４参照）としたとき、０．０５≦Δｙ／Ｐ≦０．２５を満たす。上記１段静翼２３Ａの突出量Δｙと配列ピッチＰとの比Δｙ／Ｐは、０．１≦Δｙ／Ｐ≦０．２であってもよい。
　ここで、１段静翼２３（２３Ａ，２３Ｂ）の周方向における配列ピッチＰは、１段静翼２３Ａ（一の１段静翼）、及び、１段静翼２３Ａ以外の１段静翼２３Ｂを含む複数の１段静翼２３の配列ピッチＰである。
　例えば、図３に示す例示的な実施形態では、複数の１段静翼２３は、１段静翼２３Ａのみを含み、周方向に隣接する１段静翼２３，２３はいずれも１段静翼２３Ａである。この場合、１段静翼２３の周方向における配列ピッチＰは、周方向に隣接する１段静翼２３Ａ，２３Ａのピッチ（例えば、隣接する１段静翼２３Ａ，２３Ａの後縁６５，６５の間の距離）である。
　また、例えば、図４に示す例示的な実施形態では、複数の１段静翼２３は、周方向において１段静翼２３Ａと１段静翼２３Ｂとが交互に配列されており、周方向に隣接する１段静翼２３，２３は、１段静翼２３Ａと１段静翼２３Ｂである。この場合、１段静翼２３の周方向における配列ピッチＰは、周方向に隣接する１段静翼２３Ａと１段静翼２３Ｂのピッチ（例えば、１段静翼２３Ａの後縁６５と、該１段静翼２３Ａに隣接する１段静翼２３Ｂの後縁６５との間の距離）である。
　本発明者らは、第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａからの１段静翼２３Ａの負圧面６０の周方向への突出量Δｙと、１段静翼２３Ａの周方向における配列ピッチＰとの比（Δｙ／Ｐ）に応じて、１段静翼２３Ａの圧力面６２側と負圧面６０側との圧力差が変化し、Δｙ／Ｐを適切な値とすることにより該圧力差を低減できることを見出した。
　ここで、図１０は、１段静翼２３Ａの負圧面６０の上述の突出量Δｙと配列ピッチＰとの比（Δｙ／Ｐ）と、１段静翼の圧力面側と負圧面側との圧力差と、の相関関係の一例を示すグラフである。図１０のグラフにおいて、縦軸は、１段静翼２３Ａの圧力面６２側と負圧面６０側との圧力差（圧力面６２側の圧力－負圧面６０側の圧力）を示し、横軸は、上述の突出量Δｙと配列ピッチＰとの比（Δｙ／Ｐ）を示す。
　図１０のグラフに示されるように、Δｙ／Ｐが増加するに従い、１段静翼２３Ａの圧力面６２側と負圧面６０側との圧力差（圧力面６２側の圧力－負圧面６０側の圧力）は小さくなる傾向がある。
　例えば、１段静翼２３Ａの負圧面６０の上述の突出量Δｙがゼロである場合（すなわちΔｙ／Ｐ＝０の場合）、１段静翼２３Ａの圧力面６２側と負圧面６０側との圧力差が比較的大きい。この場合、該圧力差に起因して、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の軸方向隙間を介して高温ガスの流れが発生する。
　一方、Δｙ／Ｐが所定値Ｃであるとき（図１０のグラフに示す例ではΔｙ／Ｐが０．１３程度のとき）、１段静翼２３Ａの圧力面６２側と負圧面６０側との圧力差はゼロとなる。よって、Δｙ／Ｐが該所定値Ｃ近傍の値であるとき、上述の圧力差は比較的小さいため、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の軸方向隙間を介した高温ガスの流れが低減される。
　この点、上述のように、第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａからの１段静翼２３Ａの負圧面６０の周方向への突出量Δｙと、１段静翼２３Ａの周方向における配列ピッチＰとが０．０５≦Δｙ／Ｐ≦０．２５を満たすので、１段静翼２３Ａの圧力面６２側と負圧面６０側との圧力差が比較的小さい。このため、１段静翼２３Ａの圧力面６２側と負圧面６０側の圧力差に起因した、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の軸方向隙間を介した高温ガスの流れの発生が抑制されるので、１段静翼２３Ａを冷却するために必要な冷却媒体の流量を低減することができる。
　また、上述の突出量Δｙと配列ピッチＰとの比が０．１≦Δｙ／Ｐ≦０．２を満たせば、１段静翼２３Ａの圧力面６２側と負圧面６０側との圧力差が比較的小さい。このため、１段静翼２３Ａの圧力面６２側と負圧面６０側の圧力差に起因した、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の軸方向隙間を介した高温ガスの流れの発生をより一層抑制することができる。よって、１段静翼２３Ａを冷却するために必要な冷却媒体の流量を効果的に低減することができる。
　以上のように、ガスタービン１は、上述のＩ～ＩＩＩの特徴を有するので、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂからの高温の燃焼ガスの流れの乱れを低減しながら、１段静翼２３Ａを効率的に冷却することができる。これにより、ガスタービン１の効率低下を抑制することができる。
　ガスタービン１は、以下に述べる特徴をさらに有していてもよい。
　いくつかの実施形態では、負圧面６０側における上述の第１角度Ａ１（図５～図８参照）が２０度以上４５度以下であり、圧力面６２側における上述の第２角度Ａ２（図５～図８参照）が０度以上２５度以下であってもよい。
　この場合、負圧面６０側における第１角度Ａ１を２０度以上４５度以下に設定することで、燃焼ガス流れの１段静翼２３Ａの負圧面６０への衝突によって負圧面６０側で静圧が上昇する。一方、圧力面６２側における第２角度Ａ２を０度以上２５度以下に設定することで、第２角度Ａ２が２５度よりも大きい場合に比べて、圧力面６２が燃焼ガス流れの下流側に後退することになり、上述した隙間近傍における圧力面６２側の圧力を減少させることができる。よって、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の隙間を介した高温ガスの流れの発生を抑制可能である。
　幾つかの実施形態では、負圧面６０側における上述の第１角度Ａ１は、圧力面６２側における上述の第２角度Ａ２以上の大きさである。
　このように、負圧面６０側の第１角度Ａ１を圧力面６２側の第２角度Ａ２以上にすることで、圧力面６２側における圧力を減少させながら、負圧面６０側において圧力を増大させることができる。よって、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の隙間を介した高温ガスの流れの発生を効果的に抑制可能である。
　また、幾つかの実施形態では、周方向に沿った断面において、１段静翼２３Ａの前方部６４の第１接線Ｓ３が軸方向の直線Ｓ９に対してなす角度Ａ３（図５～図８参照）が、１５度以上４５度以下である。
　このように、負圧面６０における第１接線Ｓ３が軸方向に対してなす角度Ａ３を１５度以上４５度以下に設定することで、燃焼ガス流れの１段静翼２３Ａの負圧面６０への衝突によって負圧面６０側で静圧が上昇しやすくなる。よって、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の隙間を介した高温ガスの流れの発生を効果的に抑制することができる。
　また、幾つかの実施形態では、周方向に沿った断面において、１段静翼２３Ａの前方部６４の第２接線Ｓ４が軸方向の直線Ｓ１０に対してなす角度Ａ４（図５～図８参照）が、０度以上３０度以下である。
　このように、圧力面６２における第２接線Ｓ４が軸方向に対してなす角度Ａ４を０度以上３０度以下に設定することで、角度Ａ４が３０度よりも大きい場合に比べて、圧力面６２が燃焼ガス流れの下流側に後退することになり、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の隙間近傍における圧力面６２側の圧力を減少させやすくなる。よって、１段静翼２３Ａの前方部６４と、上述の隙間を介した高温ガスの流れの発生を効果的に抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図５～図９に示すように、第１側壁部５４Ａの下流側端面５５Ａ、及び、第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ｂは、上述したように、軸方向の直交面に沿った平坦面を含む。また、１段静翼２３Ａの前方部６４は、第１側壁部５４Ａの下流側端面５５Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ｂに対向する前端面６８を含む。そして、前端面６８の少なくとも一部は、軸方向の直交面に沿って設けられる平坦面である。
　なお、図５～図８に示す実施形態では、１段静翼２３Ａの前端面６８は、軸方向の直交面に沿った平坦面により形成されている。また、図９に示す実施形態では、１段静翼２３Ａの前端面６８は、軸方向の直交面に沿った平坦面により形成される第１平坦面６８ａ及び第２平坦面６８ｂを含み、第１平坦面６８ａは第１側壁部５４Ａの下流側端面５５Ａに対向するように設けられ、第２平坦面６８ｂは、第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ｂに対向するように設けられている。
　この場合、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ａ，５５Ｂ、又は、１段静翼２３Ａの前方部６４の前端面６８が湾曲面により形成される場合に比べて、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の軸方向における隙間の管理が容易となる。よって、１段静翼２３Ａを冷却するために必要な冷却媒体の流量を削減しやすくなる。
　幾つかの実施形態では、例えば図５～図９に示すように、１段静翼２３Ａの前方部６４の下流側に位置する後方部６６は、負圧面６０のうち後縁側領域である凸状湾曲面７０、および、圧力面６２のうち後縁側領域である凹状湾曲面７２を有する。
　いくつかの実施形態では、例えば図５～図９に示すように、負圧面６０の凸状湾曲面７０の前縁側端７０ａは、負圧面６０のうち第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａから周方向に最も突出した部分（突出量がΔｙである位置の部分）よりも、周方向において、第２側壁部５４Ｂに近い。
　この場合、第１燃焼器出口５２Ａからの燃焼ガス流れが１段静翼２３Ａの負圧面６０に衝突しやすくなるため、負圧面６０側で静圧が上昇やすくなる。これにより、負圧面６０側と圧力面６２側の圧力差を低減して、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の隙間を介した高温ガスの流れの発生を効果的に抑制することができる。
　また、幾つかの実施形態では、例えば図５～図７及び図９に示すように、１段静翼２３Ａの前方部６４は、負圧面６０の前縁側領域を形成する直線状の第１表面７４と、圧力面６２の前縁側領域を形成する直線状の第２表面７６と、を含む。第１表面７４は、負圧面６０の前縁側領域を形成するように、凸状湾曲面７０の前縁側端７０ａから第１側壁部５４Ａに向かって直線状に延びている。また、第２表面７６は、圧力面６２の前縁側領域を形成するように、凹状湾曲面７２の前縁側端７２ａから第２側壁部５４Ｂに向かって直線状に延びている。
　この場合、負圧面６０の前縁側領域は、直線状に延びる第１表面７４により形成されるとともに、圧力面６２の前縁側領域は、直線状に延びる第２表面７６により形成されるので、１段静翼２３Ａの作製が比較的容易である。
　なお、図８に示す例示的な実施形態では、１段静翼２３Ａの前方部６４は、負圧面６０の前縁側領域を形成する第１表面１７４と、圧力面６２の前縁側領域を形成する第２表面１７６と、を含む。第１表面１７４は、凸状に湾曲した形状を有しており、負圧面６０の前縁側領域を形成するように、凸状湾曲面７０と滑らかに繋がるように延びている。また、第２表面１７６は、凹状に湾曲した形状を有しており、圧力面６２の前縁側領域を形成するように、凹状湾曲面７２と滑らかに繋がるように延びている。
　幾つかの実施形態では、例えば図５～図９に示すように、第１側壁部５４Ａの下流側端面５５Ａ、及び、第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ｂは、それぞれ、前記軸方向の直交面に沿った平坦面を含む。そして、１段静翼２３Ａの前方部６４は、第１側壁部５４Ａの下流側端面５５Ａに対向するように軸方向の直交面に沿って延在する第１平坦面６８ａと、第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ｂに対向するように軸方向の直交面に沿って延在する第２平坦面６８ｂと、を含む。図５～図７及び図９に示す実施形態では、第１平坦面６８ａは、直線状の第１表面７４の前縁側端に接続される第１接続点Ｐ５を有し、第２平坦面６８ｂは、直線状の第２表面７６の前縁側端に接続される第２接続点Ｐ６を有する。また、図８に示す実施形態では、第１平坦面６８ａは、第１表面１７４の前縁側端に接続される第３接続点Ｐ９を有し、第２平坦面６８ｂは、第２表面１７６の前縁側端に接続される第４接続点Ｐ１０を有する。
　なお、図５～図８に示す実施形態において、第１平坦面６８ａ及び第２平坦面６８ｂは、いずれも、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ａ，５５Ｂに対向する前端面６８である。
　このように、１段静翼２３Ａの前方部６４の第１平坦面６８ａ及び第２平坦面６８ｂが、それぞれ、平坦面を含む第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ａ，５５Ｂに対向するので、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ａ，５５Ｂ、又は、１段静翼２３Ａの前方部６４の前端面６８が湾曲面により形成される場合に比べて、１段静翼２３Ａの前方部６４と、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂとの間の軸方向における隙間の管理が容易となる。よって、１段静翼２３Ａを冷却するために必要な冷却媒体の流量を削減しやすくなる。
　幾つかの実施形態では、例えば図５～図７及び図９に示すように、第１平坦面６８ａの第１接続点Ｐ５と、第２平坦面６８ｂの第２接続点Ｐ６との間の周方向における距離Ｄ１は、第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａと第２側壁部５４Ｂの内側壁面５８Ｂとの間の周方向における距離Ｄ２よりも小さい。
　また、幾つかの実施形態では、例えば図８に示すように、第３接続点Ｐ９と第４接続点Ｐ１０との間の周方向における距離Ｄ１’は、第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａと第２側壁部５４Ｂの内側壁面５８Ｂとの間の周方向における距離Ｄ２よりも小さい。
　この場合、第１接続点Ｐ５と第２接続点Ｐ６との間の距離Ｄ１又は第３接続点Ｐ９と第４接続点Ｐ１０との間の距離Ｄ１’が第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａと第２側壁部５４Ｂの内側壁面５８Ｂとの間の距離Ｄ２よりも大きい場合に比べて、第１燃焼器出口５２Ａ及び第２燃焼器出口５２Ｂからの燃焼ガスの流れが乱れにくい。よって、タービン６における流体損失の発生を抑制しやすい。
　いくつかの実施形態では、第１平坦面６８ａの第１接続点Ｐ５は、周方向において第１側壁部５４Ａの内側壁面５８Ａよりも第２側壁部５４Ｂ側に位置する。
　この場合、負圧面６０側において、第１燃焼器出口５２Ａからの燃焼ガスの流れが乱れにくいため、タービン６における流体損失の発生を抑制しやすい。
　いくつかの実施形態では、第２平坦面６８ｂの第２接続点Ｐ６は、周方向において第２側壁部５４Ｂの内側壁面５８Ｂよりも第１側壁部５４Ａ側に位置する。
　この場合、圧力面６２側において、第２燃焼器出口５２Ｂからの燃焼ガスの流れが乱れにくいため、タービン６における流体損失の発生を抑制しやすい。
　幾つかの実施形態では、１段静翼２３Ａの前方部６４と第１側壁部５４Ａとの間の軸方向における最小隙間ｇ１と、１段静翼２３Ａの前方部６４と第２側壁部５４Ｂとの間の軸方向における最小隙間ｇ２とが、０．９≦ｇ１／ｇ２≦１．１を満たす。
　この場合、１段静翼２３Ａの負圧面６０側の最小隙間ｇ１の大きさと、圧力面６２側の最小隙間ｇ２の大きさとが同等であるので、第１側壁部５４Ａ及び第２側壁部５４Ｂの下流側端面５５Ａ，５５Ｂと、１段静翼２３Ａの前方部６４との隙間を介した負圧面６０側及び圧力面６２側へのそれぞれの冷却媒体の分配量の差を小さくすることができる。これにより、ガスタービン１全体として、冷却媒体の流量を削減することができる。
　以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
　本明細書において、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　また、本明細書において、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　また、本明細書において、一の構成要素を「備える」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
１　　　　ガスタービン
２　　　　圧縮機
４　　　　燃焼器
４Ａ　　　第１燃焼器
４Ｂ　　　第２燃焼器
６　　　　タービン
８　　　　ロータ
１０　　　圧縮機車室
１２　　　空気取入口
１６　　　静翼
１８　　　動翼
２０　　　ケーシング
２２　　　タービン車室
２３　　　１段静翼
２３Ａ　　１段静翼
２３Ｂ　　１段静翼
２４　　　静翼
２６　　　動翼
２８　　　燃焼ガス流路
３０　　　排気室
３２　　　燃焼器車室
３６　　　燃焼器ライナ
３８　　　第１燃焼バーナ
４０　　　第２燃焼バーナ
４１　　　車室入口
４２　　　燃料ポート
４４　　　燃料ポート
４８　　　内筒
５０　　　尾筒
５２　　　出口
５２Ａ　　第１燃焼器出口
５２Ｂ　　第２燃焼器出口
５４　　　側壁部
５４Ａ　　第１側壁部
５４Ｂ　　第２側壁部
５５Ａ　　下流側端面
５５Ａａ　平坦部
５５Ａｂ　角部
５５Ｂ　　下流側端面
５５Ｂａ　平坦部
５５Ｂｂ　角部
５６Ａ　　下流端部
５６Ｂ　　下流端部
５８Ａ　　内側壁面
５８Ａａ　平坦部
５８Ａｂ　傾斜部
５８Ｂ　　内側壁面
５８Ｂａ　平坦部
５８Ｂｂ　傾斜部
６０　　　負圧面
６２　　　圧力面
６３　　　前縁
６４　　　前方部
６５　　　後縁
６６　　　後方部
６８　　　前端面
６８ａ　　第１平坦面
６８ｂ　　第２平坦面
７０　　　凸状湾曲面
７０ａ　　前縁側端
７２　　　凹状湾曲面
７２ａ　　前縁側端
７４　　　第１表面
７６　　　第２表面
８０　　　凸部
８２　　　凸部受入れ空間
８４Ａ　　凸端部
８４Ｂ　　凸端部
８６Ａ　　段差面
８６Ｂ　　段差面
９０　　　隙間
９２　　　キャビティ
９４　　　最上流点
１７４　　第１表面
１７６　　第２表面
Ａ１　　　第１角度
Ａ１’　　第１角度
Ａ２　　　第２角度
Ａ２’　　第２角度
Ａ３　　　角度
Ａ４　　　角度
Ｄ１　　　距離
Ｄ２　　　距離
Ｌ　　　　軸方向距離
Ｐ　　　　配列ピッチ
Ｐ１　　　交点
Ｐ２　　　交点
Ｐ３　　　第１基準位置
Ｐ４　　　第２基準位置
Ｐ５　　　第１接続点
Ｐ６　　　第２接続点
Ｐ７　　　上流端
Ｐ８　　　上流端
Ｐ９　　　第３接続点
Ｐ１０　　第４接続点
Ｑ　　　　中心線
Ｒ１　　　第１領域
Ｒ２　　　第２領域
Ｓ　　　　周方向距離
Ｓ１　　　第１基準接線
Ｓ１’　　延長線
Ｓ２　　　第２基準接線
Ｓ２’　　延長線
Ｓ３　　　第１接線
Ｓ３’　　第１接線
Ｓ４　　　第２接線
Ｓ４’　　第２接線
Ｓ５　　　第１外側境界線
Ｓ６　　　第２外側境界線
Ｓ７　　　第１内側境界線
Ｓ８　　　第２内側境界線
ｇ１　　　最小隙間
ｇ２　　　最小隙間
Δｙ　　　突出量

Claims (17)

  1. 　周方向に複数配列され、圧力面および負圧面を含む翼面をそれぞれ有する１段静翼と、
    　一の前記１段静翼の前記負圧面側に設けられ、径方向に沿って延在する第１側壁部を含む第１燃焼器出口を有する第１燃焼器と、
    　前記周方向にて前記第１燃焼器の隣において前記一の前記１段静翼の前記圧力面側に設けられ、前記径方向に沿って延在する第２側壁部を含む第２燃焼器出口を有する第２燃焼器と、
    を備えるガスタービンであって、
    　下記条件（ａ）又は（ｂ）の何れかを満たし、
    　上流側から下流側に向かって軸方向をｘ軸と定義し、前記第１側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ軸と定義したとき、前記第１側壁部の下流端部における内側壁面の傾きｄｙ／ｄｘが最大となる位置を通る前記内側壁面の下流側に延ばした第１基準接線に対して、前記一の前記１段静翼の前方部の前記負圧面と前記第１基準接線との交点を通る前記負圧面の第１接線がなす第１角度が４５度以下であり、
    　前記一の前記１段静翼は、前記第１側壁部の前記内側壁面からの前記負圧面の前記周方向への突出量をΔｙとし、前記１段静翼の前記周方向における配列ピッチをＰとしたとき、０．０５≦Δｙ／Ｐ≦０．２５を満たす
    ガスタービン。
    （ａ）前記一の前記１段静翼の前記前方部と前記第１側壁部との間の前記軸方向の最小隙間、および、前記一の前記１段静翼の前記前方部と前記第２側壁部との間の前記軸方向の最小隙間が、前記軸方向における前記一の１段静翼の長さＬａの１０％以下である。
    （ｂ）前記一の前記１段静翼の前記前方部の最上流点が、前記第１側壁部又は前記第２側壁部の少なくとも一方の最下流端よりも、前記軸方向において上流側に位置する。
  2. 　前記第２側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ’軸と定義したとき、前記第２側壁部の下流端部における内側壁面の傾きｄｙ’／ｄｘが最大となる位置を通る前記内側壁面の下流側に延ばした第２基準接線に対して、前記一の前記１段静翼の前記前方部の前記圧力面と前記第２基準接線との交点を通る前記圧力面の第２接線がなす第２角度が４５度以下である
    ことを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
  3. 　前記第１角度が２０度以上４５度以下であり、
    　前記第２角度が０度以上２５度以下である
    請求項２に記載のガスタービン。
  4. 　前記第１角度は、前記第２角度以上であることを特徴とする請求項２又は３に記載のガスタービン。
  5. 　前記第１側壁部の下流側端面、及び、前記第２側壁部の下流側端面は、それぞれ、前記軸方向の直交面に沿った平坦面を含み、
    　前記前方部は、前記第１側壁部の前記下流側端面及び前記第２側壁部の前記下流側端面に対向する前端面を含み、
    　前記前端面の少なくとも一部は、前記軸方向の前記直交面に沿って設けられる平坦面である
    ことを特徴とする請求項１乃至４の何れか一項に記載のガスタービン。
  6. 　前記一の前記１段静翼は、前記前方部の下流側に位置するとともに、前記負圧面のうち後縁側領域である凸状湾曲面、および、前記圧力面のうち後縁側領域である凹状湾曲面を有する後方部を含み、
    　前記負圧面の前記凸状湾曲面の前縁側端は、前記負圧面のうち前記第１側壁部の前記内側壁面から前記周方向に最も突出した部分よりも、前記周方向において、前記第２側壁部に近い
    ことを特徴とする請求項１乃至５の何れか一項に記載のガスタービン。
  7. 　前記一の前記１段静翼は、前記前方部の下流側に位置するとともに、前記負圧面のうち後縁側領域である凸状湾曲面、および、前記圧力面のうち後縁側領域である凹状湾曲面を有する後方部を含み、
    　前記前方部は、
    　　前記負圧面の前縁側領域を形成するように、前記凸状湾曲面の前縁側端から前記第１側壁部に向かって直線状に延びる第１表面と、
    　　前記圧力面の前縁側領域を形成するように、前記凹状湾曲面の前縁側端から前記第２側壁部に向かって直線状に延びる第２表面と、
    を含む
    請求項１乃至６の何れか一項に記載のガスタービン。
  8. 　前記第１側壁部の下流側端面、及び、前記第２側壁部の下流側端面は、それぞれ、前記軸方向の直交面に沿った平坦面を含み、
    　前記前方部は、
    　　前記第１表面の前縁側端に接続される第１接続点を有し、前記第１側壁部の前記下流側端面に対向するように前記軸方向の前記直交面に沿って延在する第１平坦面と、
    　　前記第２表面の前縁側端に接続される第２接続点を有し、前記第２側壁部の前記下流側端面に対向するように前記軸方向の前記直交面に沿って延在する第２平坦面と、
    を含む請求項７に記載のガスタービン。
  9. 　前記第１接続点と前記第２接続点との間の前記周方向における距離は、前記第１側壁部の前記内側壁面と前記第２側壁部の前記内側壁面との間の前記周方向における距離よりも小さい
    請求項８に記載のガスタービン。
  10. 　前記第１平坦面の前記第１接続点は、前記周方向において、前記第１側壁部の前記内側壁面よりも前記第２側壁部側に位置する
    ことを特徴とする請求項８又は９に記載のガスタービン。
  11. 　前記第２平坦面の前記第２接続点は、前記周方向において、前記第２側壁部の前記内側壁面よりも前記第１側壁部側に位置する
    ことを特徴とする請求項８乃至１０の何れか一項に記載のガスタービン。
  12. 　前記一の前記１段静翼は、前記前方部の前記第１接線が前記軸方向に対してなす角度が、１５度以上４５度以下である請求項１乃至１１の何れか一項に記載のガスタービン。
  13. 　前記一の前記１段静翼は、前記前方部の前記第２接線が前記軸方向に対してなす角度が、０度以上３０度以下である請求項１乃至１２の何れか一項に記載のガスタービン。
  14. 　前記前方部と前記第１側壁部との間の前記軸方向における最小隙間ｇ１と、前記前方部と前記第２側壁部との間の前記軸方向における最小隙間ｇ２とが、０．９≦ｇ１／ｇ２≦１．１を満たす請求項１乃至１３の何れか一項に記載のガスタービン。
  15. 　前記一の前記１段静翼は、０．１≦Δｙ／Ｐ≦０．２を満たす
    ことを特徴とする請求項１乃至１４の何れか一項に記載のガスタービン。
  16. 　周方向に複数配列され、圧力面および負圧面を含む翼面をそれぞれ有する１段静翼と、
    　一の前記１段静翼の前記負圧面側に設けられ、径方向に沿って延在する第１側壁部を含む第１燃焼器出口を有する第１燃焼器と、
    　前記周方向にて前記第１燃焼器の隣において前記一の前記１段静翼の前記圧力面側に設けられ、前記径方向に沿って延在する第２側壁部を含む第２燃焼器出口を有する第２燃焼器と、
    を備えるガスタービンであって、
    　下記条件（ａ）又は（ｂ）の何れかを満たし、
    　上流側から下流側に向かって軸方向をｘ軸と定義し、前記第１側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ軸と定義し、前記第１側壁部の下流端の前記周方向における厚さをＷ１とし、前記第１側壁部の下流端部における内側壁面の傾きｄｙ／ｄｘが最大となる第１基準位置を通る前記内側壁面の下流側に延ばした第１基準接線を前記ｙ軸の負の方向に０．５×Ｗ１ずらした第１外側境界線と、前記第１基準位置を通り、且つ、前記第１基準接線に対して４５度の角度をなす第１内側境界線と、の間の領域を第１領域とし、前記軸方向における前記一の１段静翼の長さをＬａとしたとき、前記一の前記１段静翼の前方部の前記負圧面のうち前記第１領域に含まれる部位の上流端の位置と、該位置から０．２Ｌａの長さだけ下流側の位置までの間の軸方向範囲内において、前記前方部の前記負圧面は前記第１領域内に含まれており、
    　前記一の前記１段静翼は、前記第１側壁部の前記内側壁面からの前記負圧面の前記周方向への突出量をΔｙとし、前記１段静翼の前記周方向における配列ピッチをＰとしたとき、０．０５≦Δｙ／Ｐ≦０．２５を満たす
    ガスタービン。
    （ａ）前記一の前記１段静翼の前記前方部と前記第１側壁部との間の前記軸方向の最小隙間、および、前記一の前記１段静翼の前記前方部と前記第２側壁部との間の前記軸方向の最小隙間が、前記軸方向における前記一の１段静翼の長さＬａの１０％以下である。
    （ｂ）前記一の前記１段静翼の前記前方部の最上流点が、前記第１側壁部又は前記第２側壁部の少なくとも一方の最下流端よりも、前記軸方向において上流側に位置する。
  17. 　前記第２側壁部の外側から内側に向かって前記周方向をｙ’軸と定義し、前記第２側壁部の下流端の前記周方向における厚さをＷ２とし、前記第２側壁部の下流端部における内側壁面の傾きｄｙ’／ｄｘが最大となる第２基準位置を通る前記内側壁面の下流側に延ばした第２基準接線を前記ｙ’軸の負の方向に０．５×Ｗ２ずらした第２外側境界線と、前記第２基準位置を通り、且つ、前記第２基準接線に対して４５度の角度をなす第２内側境界線と、の間の領域を第２領域としたとき、前記前方部の前記圧力面のうち前記第２領域に含まれる部位の上流端の位置と、該位置から０．２Ｌａの長さだけ下流側の位置までの間の軸方向範囲内において、前記前方部の前記圧力面は前記第２領域内に含まれている
    ことを特徴とする請求項１６に記載のガスタービン。
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